/
Теги: ракеты военное оборудование военная техника ракетная техника техническое описание
Год: 1982
Текст
ИЗДЕЛИЕ 9М83
Техническое описание
9М83.0000 ТО
1982
053012
4
По тексту технического описания приняты следующие сокра-
щения и условные обозначения:
АПЛ- Аппаратура предстартовой подготовки;
АСН
А
й’”-
- Аппаратура с аглонаведения 9Э49;
- Бортовое вычислительное устройство 9Б619
- Блок
БЗД - Блок
НШ - Блок
гидропитания;
запуска двигателя 9Б835;
предельных параметров 9Б833;
Йе'е. -г.
.;3*
‘.4
в
г?
I 5
Л’
радиокоррекции;
БЧ - Боевая часть 9HI27;
ВУ - Взрывательное устройство 9Э322;
ГТК - Газогенератор транспортно-пускового контейнера 9Д139;
1ГМ - Газогенератор маршевой ступени 9Д145;
- Газогенератор стартовой ступени 9Д136;
- Двигатель маршевый 9Д126;
- Двигатель стартовый 9Д140; ...... ... —
ДУЗ - Детонирующий удлиненный заряд;
ДУС - Датчик угловых скоростей;
ИДС - Импульсный двигатель склонения 9Д138;
- Инерциальная.система управления 9Б627;
- Команда разрешения захвата;
- Наземное питание;
- Пироболт;
ПГ - Привод газовый ПГ-15;
ПЕС - Переключатель потери жесткой связи;
ПЗУ - Пусковая заряжающая установка 9А85;
ПИТЛ - Предохранительно-исполнительный механизм 9Э127;
ЦКР - Переключатель разделения;
ИКС - Переключатель схсда;
ПП - Пиропатрон;
БРК - Блок
ггс
да
ИСУ
КРЗ
«£ м*
9М83.0000 ТО
Лист
Диет № док ум. | Подл, Дата _________
jjgfegj Копировал
6
Формат 11
17 12 81 Г. эак. 010.17
053012 Форма 5а ГОСТ 2 106-68
<?
<r.V
Ж
Г*
г
grj
а
1
ПРП- Предельный параметр;
ПУ - Пусковая установка 9А83;
РА - Рулевой агрегат РА-73;
РДТТ- Ракетный двигатель твердого топлива;
РИС - Работа на испытательной станции;
СПД - Сигнализатор подъема давления;
СПЦ - Станция подсвета цели;
ССД - Сигнализатор спада давления;
Т1И - Турбогенераторный источник питания 9Б153;
ТЗП - Теплозащитное покрытие;
ТМ - Транспортная машина 9Т82;
ТИК - Транспортыо-пусковой контейнер 9Я240;
УПК - Устройство предохранения и коммутации 9Э91;
УЭД - Устройство электродетонирующее;
jfm - Азимут плоскости стрельбы;
КИМ - Командно - инерциальный метод наведения.
9М83.0000 ТО
Лист
М дом у и. | Подп. Дата
____________________ Копировал
Формат 11
)7 12 «1 г. эа«. OIU <7
2. НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ, ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ,
УСЛОВИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ ИЗДЕЛИЯ
2.1. Изделие 9М83 предназначено для поражения воздушных целей
( аэродинамических и баллистических), находящихся в пределах
досягаемости зенитного ракетного комплекса 9K8I в условиях интен-
сивного радиопротиводействия.
Изделие 9М83 состоит из ракеты 9М83 и транспортно-пускового
контейнера 9Я2-10.
2.2. Технические данные
Тип ракеты ............................ управляемая, двухступен-
чатая
Аэродинамическая схема ракеты.........несущий конус
Тип старта ............................ газогенераторный, от
порохового аккумулятора
давления
Угол возвышения, град.................. 90 + 5
Метод наведения ....................... инерциальный плюс само-
наведение или командно-
-инерциальный плюс само-
наведение
Стартовый и маршевый двигатели.........твердотопливные
4*1 35
Время работы стартового двигателя,с....5,05*0*94
Время работы маршевого двигателя,с..... 13,86*2*7^
'ах/ k's if у у
Вист дпкум. !l !.-.га|
Лист
9М83.0000 ТО
Копировал
Формат 11
14.(4-81 г. зак. 0575
иршд Ж УГЧл « 4.. IU1*liU
Стартовая масса ракеты, кг............................ 2290
Масса ракеты с ТПК, кг................................ 2980
Масса боевой части, кг................................ 150
Длина ракеты ( от теоретического носка до
среза corwia стартового двигателя), мм................... 7900
Наибольший диаметр ракеты, мм......................... 915
Размах рулей в рабочем положении, мм.................. 1200
Тип контейнера..........................................транс-
портно-
пусковой
о
Максимальное давление в ТПК в момент старта,кгс/см ... 13
Время открывания крышки ТПК, с........................ 0,5
Габаритные размеры ТПК, мм:
длина.............................................. 8560
ширина ............................................ Ю00
высота .......................................... 1080
Масса ТПК, кг......................................... 690
2.3. Условия эксплуатации
Полностью собранное и снаряженное изделие 9М83 с подключенными
пиропатронами и предохранительно-исполнительным механизмом взрыво-
безопасно в служебном обращении и сохраняет работоспособность
при эксплуатации ( транспортировании, хранении и боевом испольэова-
нии) в следующих условиях:
в диапазоне температур окружающего воздуха от минус 50 до
плюс 50°С при воздействии солнечной радиации;
при относительной влажности окружающего изделие воздуха.
! № докуй. [Подпись Дата!
9М83.0000 ТО
Лист
~9~
Копировал
Формат И
Н.04-81 г. за к. 0575
053012
Форма 5а ГОСТ 2 )0ь-68
до 98/5 при температуре плюс 30+5°С;
в любое время года и суток;
в условиях осадков, морского тумана, обледенения и запылен-
ности воздуха До 1,5 г/м3;
при размещении на высоте^ЗООО м над уровнем моря; <£?
до . _
при наземном ветре со скороетью^ЗО м/с при пуске и до 50 м/с 0
при нахождении в походном положении на ПУ и ПЗУ.
9М83.0000 ТО
Nt домум. I Подп.
Колировал
Формат 11
)7.12 81 г. зак. 01037
—- - - .
Форме 5а ГОСТ 2 106-68
0531112
Компановка ракеты выполнена таким образом, чтобы обеспечить
приемлемые положения центра масс на всех участках траек-
тории полета, а также нормальное функционирование бортовой,
аппаратуры при значительном вибрационном и силовом нагруже-
нии. С этой целью маршевый двигатель расположен в централь-
ной части маршевой ступени.
В головной части ракеты размещены блок ДБ100М (поз.З рис.1)
аппаратуры самонаведения, рациоблок 4 взрывательного устрой-
ства, бортовое вычислительное устройство 6, прибор управле-
ния и навигации 7 инерциальной системы управления. Непосред-
ственно перед маршевым двигателем расположен отсек с боевой
частью 9 направленного действия и предохранительно-исполнитель-
ный механизм 8. В хвостовой части маршевой ступени расположен
газотурбинный блок II турбогенераторного источника питания,
газ огидросис тема маршевой ступени, состоящая из газогенера-
тора 24 (ГШ) и блока гидропитания 27, электрогидравлические
рулевые агрегаты 25, соединители Ш01 14 и Ш02 13, переключа-
тели схода 21 (ИКС) и переключатель разделения 20 (ПКР).
Здесь же расположена система аварийной ликвидации, состоящая
из блока предельных параметров 28 (НШ), устройства предох-
ранения и коммутации 26 (УПК), двух ликвидационных детони-
рующих удлиненных зарядов (ДУ3)29 с универеальными электро-
детаиаторами(УЭД)30 и система разделения, состоящая из
детонирующего удлиненного заряда 23 и универсального электроде-
тснатора 22.
Электрическая связь между блоками бортовой аппаратуры и
оборудованием головной и хвостовой частей маршевой ступени
осуществляется через магистрали 10, преходящие по ф
наружной поверхности маршевого двигателя.
Отделяющаяся часть ракеты состоит из стартового двигателя
СТ i М дон ум. j Подп. Дето 9М83.0000 ТО Лист 12
Нспмрокзл Формат 11 17.12 Я1 г. за к. 01UJ7
и хвостового отсека, закрывающего хвостовой блок двигателя. На
сопле стартового двигателя установлена система, состоящая из четы-
’ рех поворотных клапанов 32, обеспечивающих перепуск газа в закри-
гтическую область чем достигается отклонение вектора тяги ДС. Управ-
ление клапанами производится приводами газовыми 31 (ПГ), питание
? которых осуществляется от газогенератора 33 стартовой ступени (ГГС)
[ В хвостовом отсеке отделяющейся части установлен импульсный
двигатель склонения 16 (ИДС), обеспечивающий предварительное скло-
нение ракеты после выхода её из контейнера. На торце хвостового
отсека находятся два переключателя потери жесткой связи 19, фиксиру:
щие выход ракеты из контейнера. Электрическая связь оборудования
отделяемой части стартовой ступени осуществляется через магистраль
15, проходящую по наружной поверхности ДС.
Общий вид ракеты в транспортно-пусковом контейнере показан на
рис.2.
Ракета в контейнере крепится в осевом направлении двумя замка -
ми 6. В радиальном направлении ракета удерживается в передней части
контейнера четырьмя складывающимися опорами 12, а в задней части -
опорным поясом по торцу хвостового отсека. Электрическая связь
ракеты и контейнера осуществляется через отрывной соединитель IUOI.
Лист
^8. г 9М83.0000 ТО
| № докум. Подпись Да та 13
Копировал
Формат 11
М.Р4-81 г. за к. 0575
053012
Форма 5а ГОСТ 2 106-68
3.3. Принцип действия
Использование ракеты предусматривает два варианта ф
стрельбы:
стрельба одиночными ракетами;
стрельба залпом из двух ракет (пуск второй ракеты произво-
дится через 1,5-2с после пуска первой).
Старт ракеты производится с пусковой (пусковой заряжающей)
установи;! из вертикально-стоящего транспортно-пускового кон-
тейнера под действием пороховых газов газогенератора контей-
нера.
После выхода ракеты из ТПК осуществляется предварительное
склонение ее с помощью импульсного двигателя склонения для
обеспечения безопасности ПУ (ПЗУ) при запуске стартового
двигателя. После запуска стартового двигателя производится
склонение ракеты в плоскости тангажа на угол обеспечивающий
полет ракеты по оптимальной траектории в заданную точку зоны.
После разделения ступеней начинается наведение ракеты на цель.
Наведение ракеты на цель может осуществляться одним из
следующих методов:
инерциальное управление с последующим самонаведением;
командно-инерциальный метод (КИМ) управления (при данном
.методе наведения осуществляется сопровождение ракеты станцией
наведения).
| На участке наведения на борт ракеты по радиоканалу пере-
дается информация о положении цели, расчитываемом наземным
Г1,!*" — **'• -!
9М83.0000 ТО
• № дочун.
Поди.
Копировал
Формат 11
17.12 91 Г. 31к. 01037
0БЭ012 Форма 5а ГОСТ 2 106-68
вычислительным устройством.
При достижении ракетой заданного расстояния до цели производит-
ся поиск и захват цели аппаратурой самонаведения с последующим
переходом на самонаведение.
В процессе приближения ракеты к цели осуществляется разворот
ее по крену для ориентации боевой части направленного действия
максимумом плотности поля поражающих элементов на цель.
При появление в приемнике взрывательного устройства отраженного
эт цели сигнала, ВУ выдает в предохранительно-исполнительный
•ханизм сигнал на подрыв БЧ.
В случае пролета ракеты мимо цели без подрыва БЧ по команде
осуществляется самоликвидация ракеты.
й
9МШ593
№ докум.
Подо.
Дата
9М83.0000 ТО
Лист
\15
Фермат а4
2 ОМ4 INI 0293
053012 Форма 5а ГОСТ 2 ЮЬ-68
4. ПЛАНЕР
R
4.1. Назначение и состав
Ь Планер ракеты предназначен для создания управляющих сил
f в соответствии с командами управления, вырабатываемыми
j бортовой аппаратурой.
Планер состоит из корпуса /рис.З), четырехаэрсдинами-
£ ческих рулей и четырех стабилизаторов.
2. Корпус
fc. Корпус ракеты представляет собой конус с заостренной
^особой частью. Он образуется корпусами отсеков № 1-8, кото-
| рые соединяются между собой с помощью шпилек. Гнезда гаек
Ьаа стыках отсекав закрываются специальными заглушками или
^Ленточными хомутами. Отсеки 1-6 имеют теплозащитное покры-
? тис» а отсеки 7,8 - лакокрасочное.
4.3. Аэродинамические рули
Аэродинамические рули предназначены для стабилизации раке-
|ты по крену на стартовом участке полета и для управления
J второй ступенью ракеты на маршевом участке полета.
- Руль в плане имеет форму неравнобокой трапеции и состоит
к из лопасти I (рис.4) и цапфы 3, соединенных мевду собой осью
IТО. Лопасть изготовлена из титанового сплава с нанесением
>131 из окиси алюминия. По передней кромке лопасти в зоне
М домум.
Подо
9М83.0000 ТО
Лист
ю
Дата I________
Копировал
Фармат П
)7.12 81 Г. эак. 0IU37
053012 Форма 5а ГОСТ 2 >06-63
наибольшего аэродинамического нагрева закреплен нож из
теплостойкого материала. В ШК лопасти руля находятся в сло-
женном состоянии (см.рис.2). В рабочее положение лопасти при-
водятся пружиной 5(рис.4) и удерживаются в этом положении
бон омами 13. Для закрепления цап&ы руля в тнезде корпуса на
цапфе имеется наружная резьба, а для передачи вращательного
движения имеются шлицы "в". Паз "б” служит для фиксации руля
стопором в нейтральном положении.
4.4. Стабилизаторы
Стабилизаторы предназначены для направления движения раке-
ты в контейнере во время ее старта и для увеличения статиче-
ской устойчивости маршевой ступени ракеты. Несущим элементом
стабилизатора является титановая панель 2 (рис.5). Отверстия
"а", пб", "в" служат для установки и крепления стабилизатора.
Форма стабилизатора - прямоугольная. Передняя кромка стаби-
лизатора - наконечник I - выполнена из термостойкого материала.
Накладка 4 служит опорной поверхностью при движении ракеты в
ТПК во время старта. На заднем срезе стабилизатора в теле па-
нели выполнена полость "г" для монтажа антенны опорного кана-
ла АСН.
к
ЮТ
донум, I Подп,
!Г
Дата__________
____Копировал
9М83.0000 ТО
Лист
17
Формат 11
17 12 8! г. зак. 0IUJ7
5. ДОИГАТЕЛЕНАЯ УСТАНОВКА
5.1. Назначение и состав
Двигательная установка предназначена для склонения ра-
кеты на начальном участке полета и создания реактивной силы,
обеспечивающей полет ракеты на стартовом и маршевом участках
траектории полета.
Двигательная установка состоит из двигателя склонения,
стартового и маршевого двигателей и датчиков давления .
5.2. Двигатель склонения
Импульсный двигатель склонения предназначен для склонения
ракеты непосредственно после выхода ее из ТПК, таким обра-
зам, чтобы в момент запуска стартового двигателя отклонить
струю газов от пусковой установки.
Импульсный двигатель склонения представляет собой ракет-
ный двигатель твердого топлива с цилиндрической камерой
сгорания, соплом повернутым на 90° относительно продольной
оси двигателя.
Конструктивно двигатель состоит из корпуса 4 (рис.6),
заряда 5, воспламенителя 3, пиропатрона I.
Корпус двигателя предназначен для размещения заряда и
является камерой сгорания в процессе работы двигателя.
Заряд состоит из семи шашек трубчатого сечения и при
горении является источником потенциальной энергии.
Воспламенитель представляет собой алюминиевый футляр,
? 1 * 1 i -ТТ 1 f 111 । Хата 9М83.0000 ТО Лист 18
Копировал Ф ормат П )7.12 81 Г. зап. 01037
053012
Форма 5а ГОСТ 2 106*68
заполненный пиротехническим составом и обеспечивает воспламе-
нение заряда двигателя.
Пиропатрон предохранительного типа выполнен в виде
единого герметичного блока. Соединение электрических цепей
пиропатрона и ракеты осуществляется с помощью соединителя.
Пиропатрон состоит из следующих частей:
пред охраните льно-взводящего механизама;
узла контроля взведения;
колодки и вилки соединителя;
узла обтюрации;
боевого заряда;
корпуса.
Пред охраните льно-взводящий механизм служит для обеспече-
ния безопасности в служебном обращении и взведения пиропат-
рона при подаче импульса тока и состоит из рычага 14 (рис.7),
электровоспламенителя взведения 15, пиротехнического предох-
ранителя I, стопора 2 и пружины 3. Безопасность в служебном
обращении обеспечивается перекрытием боевого электровоспла-
менителя 12, рычагом 14. Рычаг 14 от поворота удерживается
стопором 2, опирающимся на запрессовку состава пиротехниче-
ского предохранителя I. Пружина 3 служит для утапливания сто-
пора 2 при выгорании запрессовки. Электровоспламенитель
взведения имеет два независимых мостика накаливания, которые
срабатывают при подаче импульса тока не менее 2А продолжитель-
ностью не менее 0,02с как на два, так и на один мостик.
Узел контроля взведения служит для обеспечения- сигнали-
зации о взведении пиропатрона при подаче соответствующей
команды. Узел состоит из колодки с запрессованными в нее
четырьмя контактами , которые соединены попарно проволокой 13.
Узел обтюрации служит для исключения возможности срабатывания
1 9М83.0000 ТО Лист
жст 1 № дохум. | Подп. Дате 19
Копировал Формат 11 17.12-81 г. зах. 01037
....... ....... 0531112 Форма 5а ГОСТ 2 »О6-Ь8
боевого заряда 7 от газов электровоспламенителя взведения, а
также при случайном срабатывании боевого электровоспламенителя
12 при невзведенном положении рычага 14. При срабатывании
боевого заряда узел обтюрации запирает проход газам в полость
предохранительно-взводящего механизма. В узел обтюрации вхо- i
дят втулка 4, колпак 5, втулка 10, конус 9, усилитель 6 с I
запрессованным пиротехническим составом. !
Боевой заряд 7 служит для зажигания воспламенителя и
состоит из металлического стакана с запрессованным в него |
пиротехническим составом. Боевой заряд ввинчивается в голов- j
пую часть корпуса 16 до упора в прокладку 8. Корпус 16 служит
для монтажа в нем узлов и механизмов и закрепления пиропат- [
рана в двигателе. В невзведенном состоянии рычаг 14 и обтю- j
рирующее устройство перекрывают огневую цепь (боевой электро- ;
воспламенитель 12, усилитель 6, боевой заряд 7), тем самым, |
обеспечивая безопасность при случайном срабатывании боевого
электровосплагленителя или при одновременном срабатывании бое- !
вого электровоспламенителя взведения . Перед пуском двигателя i
импульс тока подается на электровоспламенитель взведения 15, j
который срабатывает и выжигает запрессовку пиротехнического
предохранителя I. После выгорания состава стопор 2 под дейст-
вием пружины 3 утопает, освобождая рычаг 14. Рычаг под
действием пружины II разворачивается и открывает огневую
цепь. При развороте рычаг разрывает две проволоки 13, замы-
кая цепь контактов взведения, сигнализируя, тем самым, на пульт
о взведения механизма.
При запуске пиропатрона на срабатывание импульс тока по-
дается на боевой электр©воспламенитель 12, при срабатывании
которого форс газов прорывает колпак 5 и обтекая корпус 9 j
воспламеняет усилитель 6 и боевой заряд 7. Пиропатрон 1
„ _ _ л-^чум, J да. Цата 9М83.0000 ТО Лист 20
Копировал Формат 11 17.12 81 г. за к. 010)7
срабатывает и инициирует воспламенитель. Срабатывая, воспла-
менитель создает первоначальное давление внутри двигателя
и воспламеняет заряд. Продукты сгорания заряда истекая через
сопло двигателя, создают тягу.
5.3. Стартовый двигатель
Стартовый двигатель предназначен для разгона ракеты на
стартовом участке траектории полета ракеты, склонения и стаби-
лизации в плоскости рысканья и тангажа с помощью системы уп-
равления вектором тяги за счет перепуска газа из камеры сго-
рания двигателя в закритическую часть сопла. Двигатель
представляет собой конический РДГТ с прочноскрепленным
зарядом. Форма двигателя обусловлена выбранной схемой ракеты.
Конструктивно двигатель состоит из корпуса 5 (рис.8),
заряда 4, соплового блока 6, воспламенителя 2, двух пиро-
патронов 9.
Корпус предназначен для размещения заряда и является ка-
мерой сгорания в процессе работы двигателя.
Заряд представляет собой отформованный топливный блок,
изготовленный путем непосредственного заполнения корпуса
топливной массой с последующей полимеризацией ее. Заряд при
горении является источником потенциальной энергии.
Сопловой блок служит для преобразования потенциальной
энергии продуктов сгорания заряда в кинетическую энергию
истекающего потока продуктов сгорания. Сопловой блок состо-
ит из горловины 16 (рис.9), переходника 2, раструба 9. На
переходнике закреплены четыре клапана управления вектором
1
j тяги, расположенных в двух взаимно-перпендикулярных плоско-
j стях. Горловина 16 защищена по внешнему контуру кожухом.
। SM83.0000 ТО Лист
1 21
[Лист >6 донум. 1 Подп. Дата
Копировал Формат 11 17.12-81 г» за к. 01037
053012 Форма 5л ГОСТ 2 106-68
.В горловину установлены вкладыш 14 и кольцо 15. На остальную
поверхность горловины, а также переходника и раструба, уста-
новлена вставка 19 из стеклопластика. В переходник установле-
ны четыре седла 21 с вкладышами 22. Раструб 9 изготовлен
из стеклопластика и навинчивается на горловину 16 через пере-
ходное кольцо 7. Управление вектором тяги обеспечивается за
счет поворота клапанов 24. Поворот клапанов осуществляется
газовыми приводами через рычаг 5 и вал 4. Клапан 24 соединен
с валам болтом 26.
Воспламенитель предназначен для создания первоначального
давления в камере сгорания и воспламенения заряда двигателя.
Воспламенитель состоит из каркаса II (рис.10), пиротехниче-
ской шашки 8, усилителя I. Каркас выполнен из намоточного
стеклопластика . В каркасе закреплены вставка 10 и гайка 5.
Усилитель представляет собой корпус 2, заполненный иниции-
рующим веществом.
Пиропатроны, установленные на стартовом двигателе и пиро-
патрон, установленный на двигателе склонения, аналогичны и
отличаются только типоразмерами.
Запуск двигателя осуществляется путем подачи на пиропат-
роны электрического импульса тока. Пиропатроны срабатывают
и инициируют воспламените ль. Срабатывая, воспламенитель созда-
ет первоначальное давление внутри двигателя и воспламеняет
топливо заряда. Продукты сгорания топлива, истекая через
сопло двигателя, создают тягу.
5.4. Маршевый двигатель
Маршевый двигатель предназначен для разгона ракеты на
К- дон ум. | Подл.
Дата
9М83.0000 ТО
22
Нопн.рорал
Формат И
17.12 31 г. зах. 01037
0530IZ Форма 5а ГОСТ 2 lEj-bi
активном участке траектории ее полета. Двигатель представля-
ет собой конический РДТТ с прочноскрепленным зарядом. Форма
двигателя обусловлена выбранной аэродинамической схемой ракеты.
Конструктивно двигатель состоит из корпуса 2 (рис.II),
заряда 4, сопла, состоящего из газовода 6 и раструба 12, вос-
пламенителя 3, пиропатрона 28.
Корпус предназначен для размещения заряда и является ка-
мерой сгорания в процессе работы двигателя. Для крепления
магистралей на наружную поверхность корпуса вдоль образую-
щей наклеены четыре ряда резьбовых бобышек "е”.
Заряд представляет собой отформованный топливный блок,
изготовленный путем непосредственного заполнения корпуса
тспливной массой с последующей полимеризацией ее. Заряд при
горении является источником потенциальной энергии.
Сопло служит для преобразования потенциальной энергии
продуктов сгорания заряда в кинетическую энергию истекающе-
го потока продуктов сгорания .
Сопло выполнено разъемным и состоит из газовода 6 и
раструба 12. Газовод введен в конструкцию двигателя из-за
необходимости размещения агрегатов ракеты в зоне между
днищем корпуса и раструбом. В стыке сопла и газовода уста-
навливается графитовый вкладыш 9. Стопорение раструба относи-
тельно газовода обеспечивается стопором 17 и гребенкой 16.
Воспламенители и пиропатроны, установленные на'маршевом
и стартовом двигателях одинаковые.
Запуск двигателя осуществляется путем подачи на пиропат-
рсн 28 электрического импульса тока. Пиропатрон срабатывает
срует воспламенитель 3. Срабатывая, воспламенитель
создает первоначальное давление внутри двигателя и воспламе-
няет топливо заряда 4. Продукты сгорания топлива, истекая
UW
1 « 9М83.0000 ТО Лист
1 23 ----- *
plMCT № донум. | Подп. Дата
Копировал Формат 11 17 12 81 г. зак. 0’0.7
053012 Форма 5а ГОСТ 2 105-ьЗ
через сопло двигателя, создают тягу.
5.5. Датчики давления
Датчики давления предназначены для замыкания независимых
электрических цепей при спаде давления (сигнализатор спада
давления) и при подъеме давления (сигнализатор подъема давле-
ния) до заданной величины в стартовом и маршевом двигателях.
Сигнализаторы спада давления применены на ракете в каче-
стве командного устройства для системы разделения.Ддя повы-
шения надежности выдачи сигнала на срабатывание системы раз-
деления на ракете установлены четыре ССД (поз. 13 рис.14)
Принципиальная схема ССД представлена на рис. 12. Принцип дей-
ствия сигнализатора спада давления основан на способности
чувствительного элемента (мембраны ) прогибаться в зависимо-
сти от величины давления. При перемещении мембраны 14 со
втулкой 13 рабочие контакты И,12 размыкаются. Шток 9, жестко
связанный с мембраной 15, входит в соприкосновение с коромыс-
лом 4. Коромысло 4 имеет два устойчивых положения и удержи-
вается в них пружинами 8. В момент соприкосновения штока 9
с коромыслом 4 происходит размыкание контрольных контактов
5,6. При дальнейшем воздействии штока 9 на коромысло 4, по-
следнее скачком перемещается в другое устойчивое положение,
при котором происходит замыкание рабочих контактов 1,2. При
этом сигнал на срабатывание системы разделения не выдается,
т.к. рабочие контакты 11,12 разомкнуты. При спаде давления
коромысло 4 не меняет своего положения, т.е. рабочие контак-
ты 1,2 остаются замкнутыми, а контакты 11,12 замыкаются при
уменьшении давления до заданной величины. Рабочая цепь замы-
кается и ССД выдает сигнал на срабатывание системы разделения.
1 ) 1 ♦ 9М83.0000 ТО Лист
I Лист Nt докуй, | Подп. Дата 24
Копировал Формат 11 )7.12 81 Г. зав. 0IU37
Сигнализаторы подъема давления предназначены для выдачи элек-
трических сигналов:
сигнализаторы, установленные на стартовом двигателе, - в
блок предельных параметров;
сигнализатор, установленный на маршевом двигателе, - на
ПИМ для снятия ступени предохранения.
Принципиальная схема СПД представлена на рис.13. Прин-
цип действия ситнализатора подъема давления основан на
способности чувствительного элемента (мембраны) прогибаться
при подъеме давления. Перемещение мембраны 4 через шток 3
передается на подвижные рабочие I и контрольные контакты 2.
При повышении давления мембрана прогибается и шток, переме-
щаясь, размыкает контрольные контакты и замыкает рабочие
контакты. При замыкании рабочих контактов происходит выдача
электрического сигнала на ПИМ и в блок предельных параметров.
№ докум. | Подп. Дата
9М83.0000 ТО
25
Копировал
Формат 11
17.12 81 Г. зак. 01(Ь7
Форма ba ГОУ Г Z )Ub-b8
6. ГАЗОГИдаВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА.
6.1. Назначение и состав
Газогидравлическая система ракеты обеспечивает:
работу газовых приводов поворота клапанов системы управле-
ния вектором тяги;
расетопорение рулей;
работу рулевых агрегатов (приводов рулей). Газогидравличе-
ская система состоит из газовой системы стартовой ступени и
газогидравлической системы маршевой ступени.
6.2. Газовая система стартовой ступени
Газовая система стартовой ступени предназначена для
обеспечения работы газовых приводов поворота клапанов УВТ
и состоит из газогенератора 9 (рис.14), коллектора II с регу-
лятором давления 10 и фильтром и четырех газовых приводов 12.
-V
Газогенератор является источником газа, необходимого для
<• работы газовых приводов. Газогенератор состоит из корпуса I
(рис.15), заряда 5, крышки 6, воспламенителя 3, рассекателя
/ 7. Корпус ГГС предназначен для размещения заряда и является
камерой сгорания в процессе его работы. Штуцер ”а” предназ-
начен для установки пиропатрона, а штуцер "б" - для подсты-
' ковки трубопровода, соединяющего газогенератор с коллектором,
t В штуцере ”6" установлен проволочный фильтр 9, обеспечивающий
' предотвращение попадания продуктов неполного сгорания топли-
ва в пневмомагистраль. Корпус I с крышкой 6 соединяются
J спицей 4. Герметичность внутренней полости ГГС обеспечивает-
' ся кольцом 10 и мембраной 8. Воспламенитель 3 крепится к
9М83.0000 ТО
Nt докум.
Дата
Копировал
Формат И
17.12 81 г. зах. 01U37
053012 Форма 5а ГОСТ 2 )0ь-ьЗ
заряду 5 накладкой 2. Запуск газогенератора осуществляется
путем подачи импульса тока на пиропатрон, при срабатывании
которого зажигается воспламенитель. Воспламенитель зажигает
топливо заряда. Продукты сгорания топлива поступают в пневмо-
магистраль.
Коллектор с регулятором давления и фильтром является
связующим звеном между газогенератором и приводами газовыми.
Регулятор давления обеспечивает заданное давление газа в
пневмомагистрали и состоит из корпуса 8 (рис.16), крышки I,
штуцера 7, клапана 4, опоры 3, пружины 2. Отверстие "б” шту-
цера 7 перекрывается клапаном 4, прижимаемым пружиной 2.
Усилие пружины 2 регулируется на определенное давление газа
завинчиванием крышки I, которая после регулирования устанав-
ливается на клей. При повышении давления газа в пневмомаги-
страли более заданного клапан 4 отходит от седла штуцера 7 и
газ через отверстия "а” в корпусе 8 и газовод 12 выходит за
контур ракеты . При понижении давления в пневмомагистрали до
заданного клапан 4 под действием пружины 2 перекрывает отвер-
стие "б" и выход газа прекращается.
Фильтр предназначен для очистки газов поступающих из ГГС
в газовые привода и состоит из корпуса 10 и фильтра П.
Газовый привод 12 (рис.14) является силовым исполнительным
механизмом ИСУ и предназначен для поворота клапанов системы
УВТ. Описание привода приведено в подразделе 10.5.
6.3. Газогидравлическая система маршевой ступени
Газогидравлическая система маршевой ступени предназначена
Г для расстопорения рулей, и обеспечение работы рулевых агре-
[ гатов (приводов рулей) и состоит из газогенератора I (рис.14),
Г блока гидропитания 5, горловины 2, компенсатора 7, напорной
9М83.0000 ТО Лист 27
[Лист
№ донум. Подп. Дата
Копировал Формат 11 17.12 81 г. зак. 0UI37
053012
Форма 5а ГО СТ 2 106-33
горловины 3, регулятора давления 4, фильтра 21, четырех сто-
поров рулей 8 , четырех рулевых агрегатов 6.
Газогенератор является источником газа необходимого для
работы блока гидропитания и стопоров рулей. Конструкция и
принцип действия газогенератора маршевой ступени и газогене-
ратора стартовой ступени - аналогичны. Описание ГГС приведено
в подразделе 6.2. Штуцер 13 ГГМ (рис. 17) предназначен для
подстыковки трубопровода, соединяющего ГГМ с блоком гидропи-
тания 5 (рис.14) и стопорами рулей8 через горловину 2.
Блок гидропитания 5 предназначен для преобразования дав-
ления газа, получаемого в ГШ, в давление жидкости в гидро-
системе. Блок гидропитания состоит из корпуса I (рис.18),
дреначной решетки 2, разделителя 3. Штуцер "е" изготовлен
совместно с крышкой 16 и предназначен для соединения полости
"а" блока гидропитания с ГИЛ. Разделение полостей "а" и "б”
производится разделителем 3. Перед установкой блока гидропи-
тания на ракету полость "б” заполняется рабочей жидкостью,
после чего устанавливается мембрана 13 и через кольцо 12 зак-
репляется гайкой II. Гайка II устанавливается на клее.Дренаж-
ная решетка 2 обеспечивает полное вытеснение рабочей жидкости
через отверстия "в". Втулки 5 и 14 предотвращают прямое попа-
дание струи газа на разделитель. Штуцер "д” служит для под-
стыковки трубопровода, соединяющего блок гидропитания с
рулевыми агрегатами. При контроле ракеты подача рабочей жид-
кости в рулевые агрегаты производится через напорную горло-
вину, соединенную со штуцером ”г". Стопор руля 8 (рис.14)
предназначен для стопорения цапфы руля. Стопор состоит из кор-
пуса I (рис. 19), поршня 6 со штоком "б", пружины 4, гайки 5,
колец 2,3,7,8. Шток "б" входит в паз цапфы руля и удерживает
его.
Лист । № доиум. Подп. Дата 9Ж3.0000 ТО Лист * 28 |
Колировал Формат 11 17.12 3! г. оак. 01937
053012 Форма !)а I Uli 2 ШО-ЬЗ
При срабатывании газогенератора газы через штуцер ”в” по-
ступают в стопор. Под действием давления газа поршень снима-
ет пружину и отстапаривает руль.
Компенсатор 7 (рис.14) предназначен для слива рабочей
жидкости при заполнении и проверке гидравлической магистра-
ли газогидравлической системы маршевой ступени и компенсации
температурных расширений рабочей жидкости при эксплуатации
ракеты.
Компенсатор состоит из корпуса I (рис.20), заглушки 5 с
мембранной 2, диафрагмы 9. Штуцер "а" служит для подсоеди-
нения гидравлической магистрали. Герметичность гидрсглаги-
страли обеспечивает мембрана 2, закрепленная в заглушке 5
кольцом 3 и гайкой 4. Во время полета ракеты давление жид-
кости повышается, мембрана прорывается и рабочая жидкость че-
рез отверстия "б” выходит за контур ракеты. Компенсация
температурных расширений жидкости происходит за счет растя-
жения пружины 7 и изменения формы диафрагмы 9. При запол-
нении и проверке магистрали заглушку 5 вывинчивают и уста-
навливают дренажное приспособление.
Напорная горловина 3 (рис. 14) предназначена для запол-
нения гидромагистрали маршевой ступени рабочей жидкостью и
создания давления жидкости при проверках ракеты. Горловина
состоит из корпуса 3 (рис.21), заглушки 2, шарика 5 и пру-
жины 8. Штуцер "а” служит для подсоединения гидромагистрали.
Подвод рабочей жидкости при заполнении гидромагистрали и
контроль ракеты осуществляется с помощью приспособления,
устанавливаемого в горловину вместо заглушки 2. При подаче
рабочей жидкости в полость "б” горловины под давлением шарик
5 выходит из посадочного гаезда и рабочая жидкость попадает
в гидромагистраль. В момент, когда давление жидкости в полости
9М83.0000 ТО Лист
[Лист 29
Nt донум. Подп. Дата
Копировал Формат 11 17.12:81 n sas. 0IV37
корпуса и фильтрующего элемента.
Рулевой агрегат 6 является силовым исполнительным механиз-
мом ИСУ и предназначен для отклонения аэродинамических
рулей во время полета ракеты. Описание рулевого агрегата
приведено в подразделе 10.5.
6.4. Система разделения,
L
.4’
г
(4
Система разделения предназначена для механического разде-
ления отделяемой части стартовой ступени и маршевой ступени
по окончании работы СД.
В состав системы разделения входят электродетонирующее
устройство 22 (рис.1) и детонирующий удлиненный заряд 23.
Электродетонирующее устройство предназначено для иниции-
рования детонирующего удлиненного заряда. По конструкции
УЗД представляет собой пироэлемент с двумя мостами электро-
сопротивлений и капсюлем - детонатором 4 (рис.24). При
прохождении через УЭД электрического, тока мостики воспламе-
няют капсюль-детонатор, который инициирует ДУЗ.
Детонирующий удлиненный заряд предназначен для разреза-
ния корпуса ракеты в плоскости разделения.ДУ3 состоит из
тонкостенной трубки I (рис.25), свернутой в кольцо и запол-
ненной взрывчатым веществом. По наружному диаметру кольца
выполнена комулятивная канавка. По концам трубка герметично
закрыта колпачками 2.
В конце работы стартового двигателя, при спаде давления
в нем до 0,8 кгс/см^ сигнализаторы спада давления выдают
сигнал на срабатывание УЭД. При срабатывании УЭД срабаты-
вает ДУЗ, разрезая стенку корпуса ракеты. Система обеспечи-
вает только механическое разделение ракеты. Дальнейшее
1
1 1
Мист № донум. I Подп. Дата
9М83 .0000 ТО
Лист
31
Копировал
Формат 11
17.12 81 г. эак. 01037
расхождение отделяемой части и второй ступени ракеты осущест-
вляется за счет аэродинамических сил торможения отделяемой
части.
:У
1 1
1 1
Лй доиум. 1 1 Подп. Дата
9М83.0000 ТО
Лист
32
Копировал
Формат 11
17.12-81 г» зак. 01037
Восстановленный подлинник 1
7. ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ РАКЕТЫ
7.1. Назначение и состав
Электрооборудование ракеты предназначено для:
обеспечения питания бортовой аппаратуры и пиротехнических
средств;
обеспечения межблочных электрических связей бортовой аппара-
туры и связи борта ракеты с пусковой установкой;
выработки отдельных электрических команд и сигналов в режимах
подготовки, пуска и полета ракеты.
В состав электрооборудования входят:
турбогенераторный источник электропитания 1ТГИ);
распределительная коробка;
соединитель Ш01;
соединитель Ш02;
переключатель схода (ПКС);
переключатель разделения (ПКР);
переключатель потери жесткой связи <ПЖС);
бортовая кабельная сеть;
магистрали.
7.2. Турбогенераторный источник электропитания
Турбогенераторный источник электроптания предназначен для
Литания бортовой аппаратуры и пиротехнических средств ракеты посто-
янным и переменным током.ТГИ обеспечивает
। I ! 9М83.0000 ТО I Лист 33
Лист № локум. Подпись Чата I
Копировал Формат И М.Р4-81 г. за к, 05/5
тоо-ол
8. СИСТЕМА ЛИКВИДАЦИИ
8.1. Назначение и состав
Объединенная функционально группа блоков и устройств
ракеты, обеспечивающая ликвидацию ракеты при аварийных ре-
жимах полета при стрельбе на испытательной станции, носит
условное наименование "Система ликвидации" и включает в
себя:
блок предельных параметров 28 (рис.1);
устройство предохранения и коммутации 26;
два электродетонирующих устройства 30;
два детонирующих удлиненных заряда 29.
8.2. Блок предельных параметров
Блок предельных параметров предназначен для формирова-
ния и выдачи команды ПРЕДЕЛЬНЫЙ ПАРАМЕТР (ПРП) - команду
на ликвидацию ракеты при ситуациях, характеризующихся задан-
ными признаками в режиме РИС (работа на испытательной стан-
ции) •
8.3. Устройство предохранения и коммутации
Устройство предохранения и коммутации предназначено для
предохранения и коммутации электрических цепей подрыва электро-
детонирующих устройств по электрической команде ПРП.
1 1 9М83.0000 ТО П и с i 41
Лист Nt дох ум. Подп. Дата
Копировал Формат 11 17.12 3! г. зах. 0№7
053012 Форма 5FTOCT 2 >06-68
8.4. Электроде?анирующие устройства и детонирующие удли-
ненные заряды
УЭД 30 и ДУЗ 28 обеспечивают разрезание ракеты на три
части в случае аварийного полета ракеты. Конструктивно УЭД
и ДУЗ системы ликвидации аналогичны УЭД и ДУЗ системы разделе-
ния и отличаются от них типоразмерами. Описание УЭД и ДУЗ
системы разделения приведено в подразделе 6.4.
8.5. Описание работы системы
При стрельбе на испытательной станции с пусковой установ-
ки одновременно с подачей питания в ВПП подается специальная
команда РИС (работа на испытательной станции). В случае отсут-
ствия команды РИС НШ находится в режиме БР (боевая работа),
что практически соответствует отключению системы ликвидации
(БПП не выдает команду ПРП).
По команде РИС НШ принимает от ИСУ данные об угловых
координатах ракеты по тангажу, крену, курсу и сигналы о вели-
чине напряжения питания датчиков угловых координат ракеты.
Принятые данные сравниваются с предельными значениями углов,
характеризующих положение продольной оси ракеты, заложенными
л в ШП. При получении от ИСУ данных, выходящих за границы
заложенных в блоке значений, НШ формирует команду ПРП и
выдает ее в устройство предохранения и коммутации с заданной
задержкой. Если в течение времени задержки параметры углового
f положения ракеты возвращаются в норму, то команда ПРП не
£ выдается. Блокировка команды ПРП производится и в случае
получения от ИСУ команды ДОВОРОТ. По истечении 4,5с с момента
£ выдачи команды ДОВОРОТ блокировка на выдачу команды ПРП
1 1 — 9МВ3.0000 ТО Лист 42
Лист N» донум. * 1 Подп. Дата
Копировал Формат 11 17.12 81 г. зак. 0IU37
Г
Г
снимается. С целью обеспечения безопасного расстояния между
ракетой и пусковой установкой УПК взводится только через 0,9с
после запуска стартового двигателя. Сигналом о начале работы
СД служит напряжение постоянного тока подаваемое после замы-
кания контактов СИД под действием давления газов внутри СД.
После взведения УПК исполнительная команда с блока предель-
ных параметров беспрепятственно поступает на исполнительные
устройства УЭД. При срабатывании УЗД и ДУЗ системы ликвидации,
ракета разрезается на три части.
1
Лист Nt дом ум. Подп. Дата
9М83.0000 ТО
Лис 4; гак. OKJ
Копировал
Формат 11
II. ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОЙ КОНТЕЙНЕР
II.I. Назначение и состав
Транспортно-пусковой контейнер предназначен для хранения,
транспортирования и пуска ракеты 9М83 с пусковой или пуско-за-
ряжающей установки.
Контейнер состоит из корпусов 4 и 5 (рис.40), крышки I,
переходника 9, с закрепленным на нем газогенератором контейнера,
днища II и электрооборудования. В ТПК устанавливается ракета
9М83, которая от продольных перемещений удерживается двумя
замками 6 (рис. 2), а от радиальных перемещений - четырьмя
опорами 18 (рис. 40) и четырьмя упорами 29. Опоры и упоры
подводят к ракете после погрузки ее в ТПК. Контейнер герметич-
но закрыт крышкой I и днищем II через переходник 9. Крышка
прижимается к корпусу пироболтами 31. Элементы электрооборудо-
вания размещены с наружной стороны контейнера. Соединение элек-
трооборудования контейнера с электрооборудованием ракеты
осуществляется соединителем II (рис.2). Кронштейны 6 и 8
(рис. 40) служат для закрепления траверсы при такелажных
работах с контейнером. Бугелями 13, осями 23 контейнер уста-
навливается и закрепляется на транспортной машине. Бугели 13
и кронштейны 16, 19 служат для стыковки с направляющими ПУ
и ПЗУ. Отверстия "б" и ”г" предназначены для соединения кон-
тейнера с пакетом, а отверстия "а" и “в” для соединения с дом-
кратами. В крышке и днище имеются отверстая, закрываемые
к пробками 10 и 27, через которые производится продувка сухим' воз-
I духом внутренней полости контейнера после загрузки в него ракеты,
зам 9M83.i337_ Дата 9М83.0000 ТО Лнст^ 6/
Лист /й дсхум. Подпись
Копировал Формат А4 Лик. О • > ’<>
а также после любой разгерметизации контейнера.
II.2. Устройство и работа составных частей контейнера
Передний корпус 4 представляет собой сварной стакан,уси-
ленный шпангоутами. По наружному контуру корпуса проложен жгут.
На передний фланец корпуса устанавливаются пироболты и толка-
тели, задний фланец служит для соединения корпусов 4 и 5.
За; .ий корпус 5 состоит из стакана 2 (рис.41), представляю-
щего сварную конструкцию. В корпусе установлены четыре опоры 18
(рис.40), соединитель II (рис.2). В корпусе имеется люк, для
доступа к соединителю при стыковке его с ракетой. Два люка, за-
крытые крышками I (рис.41), предназначены для доступа к электро-
оборудованию ракеты.
Крышка I (рис.40) представляет сварную конструкцию. На
крышке закреплены силикагель - осушитель 2 и силикагель-индика-
тор 26. К корпусу крышка крепится пироболтами 31. Кронштейны
1,3 (рис.42) приклепаны к фланцу переднего корпуса контейнера,
а пластины 2 к втулкам II и дну крышки . На резьбовой части
втулки 13 установлен кулачок 8 для приведения в действие конеч-
ного выключателя крышки. Поворот крышки с пластинами 2 относи -
тельно кронштейнов I, 3 обеспечивается предварительно закру-
ченным торсионом 4, установленным во втулках 5, 13. От раскру-
чивания торсион удерживается собачкой 7, заведенной в вырез крон-
штейна I. При срабатывании пироболтов крышка отрывается от
фланца корпуса и с помощью толкателей и торсиона поворачивается.
Вместе с втулкой II поворачивается храповик 9 и кулачок 8.Выступ
кулачка скользит по поверхности кронштейна I и попадает на
S?’ jew. 9М83 1Э97
зя. Лист Я? дгкум.
26.7 П
Подпись Дата
Лист
62
9Ы83.0000 ТО
Копировал____________Формат А4
Зак. 0583
его скос. Пружиной 10 храповик 9 с кулачком 8 перемещается
к храповику 6 и входит в зацепление с ним, чем обеспечивает-
ся фиксирование крышки в открытом положении.
Переходник 9 (рис.40) предназначен для крепления газоге-
нератора I (рис.43) и замков 2. Газогенератор закрепляется
на кольце 6 лентами 5 и кольцом 3. Замки 2 соединены с
газогенератором трубопроводами 4. Переходник установлен меж-
ду задним корпусом и днищем. Штифты 8 (рис.43) являются нап-
равляющими при стыковке корпуса, переходника и днища. Штифты
7 ориентируют ракету в контейнере по крену.
Днище контейнера предназначено для размещения газогене-
ратора. Днище присоединяется к заднему корпусу контейнера,
образуя замкнутый объем.
Газогенератор контейнера предназначен для обеспечения
движения ракеты на начальном участке траектории движения
до момента запуска стартового двигателя. Газогенератор пред-
ставляет собой сферическую оболочку 4 (рис.44), внутри ко-
торой размещается заряд и воспламенитель З.Для установки
заряда и воспламенителя на сфере предусмотрена горловина,
закрываемая крышкой 2. Крышка обеспечивает также крепление
футляра с воспламенителем. Выход газов осуществляется через
шесть жиклеров 5, размещенных в специальных патрубках и
закрепленных с помощью рассекателей 7. Для обеспечения
герметичности и создания нормированного начального давле-
ния в газогенераторе отверстия жиклеров закрыты мембранами 6.
Заряд газогенератора размещается в шести специальных кас-
сетах 9. Крепление кассет обеспечивается в осевом направле-
нии стойками II, в радиальном направлении - разжимными
клиньями 8. Заряд ГТК представляет многошашечную конструкцию,
Лист М AOtfVW. Подпись Пата
9М83.0000 ТО
Лист
63 -68"
Попировал
Форма! 11
11.12-79 г. зак. 0576
состоящую йз круглых цилиндрических забронированных по боко-
вой поверхности шашек из пороха. Воспламенитель состоит из
герметичного футляра, внутри которого размещается навеска
крупнозернистого пороха. Инициирование воспламенителя осуще-
ствляется с помощью пиропатрона.
Опоры 18 (рис.40) удерживают переднюю часть ракеты от
перемещения в радиальном направлении. Каждая опора представ-
ляет собой четырехзвенный механизм и состоит из шарнирно-сое-
диненных между собой опоры 15 (рис.45), стойки 17, винта 9,
крышки 13, замка 3. Винт 9 ввинчен во втулку 18, свободно
вставленную во втулку 19. Втулка 18 имеет вырез для враще-
ния ее моментным ключом при подведении опор к ракете. От
самоотвинчивания она фиксируется прижимом 4. Опора от про-
дольного перемещения удерживается запорным кольцом 7, кото-
рое находится в выточках втулок 18,19. Перемещение опоры для
закрепления ракеты в контейнере производится вращением втул-
ки 18 моментным ключом при снятой крышке 8 и шайбе 6. В
рабочем положении опора фиксируется винтом 12. В момент
старта ракета поворачивает опору по ходу своего движения.
При этом разрывается винт 12 и опора под действием пружины
14 ударяется об амортизатор 2. Штырь 16 стойки входит в за-
мок 3 и опора фиксируется в откинутом положении. Вкладыш II
предотвращает поворот опоры вокруг своей оси при складывании
ее в момент старта. Замок 3 удерживает ее в откинутом поло-
жении. Замки 2 (рис.43) удерживают ракету в контейнере от
перемещения в продольном направлении. По конструкции оба зам-
ка одинаковы. В корпусе 4 (рис.46) замка кольцом 2 закрепле-
на втулка 3, в которую вставлен штырь I. От перемещения
штырь удерживается сухарями 5 и поршнем 7. Поршень под
9М83.0000 ТО
дойти.
Подпись
копировал
Форме! 11
11.12-79 г. зак. 0576
действием пружины 6 прижат к задней стенке корпуса. ЗаМок
штырем I ввинчивается в резьбовое отверстие ракеты и зак-
репляется на кольце. К ввинченному переходнику 8 присоеди-
нен трубопровод 4, (рис.43) соединенный с газогенератором.
При срабатывании газогенератора газы под давлением по тру-
бопроводам поступают в полость корпуса 4 (рис.46), воздей-
ствуя на поршень. Поршень перемещается в сторону ракеты и
освобождает сухари 5, которые при движении ракеты выпадают
из конусной выточки штыря и штырь свободно выходит из втул-
ки 3, Полость днища связана с надпоршневой полостью замка
отверстиями ’’а".
Электрооборудование контейнера предназначено для осу-
ществления электрических связей между аппаратурой старто-
вой автоматики ПУ и бортовой аппаратуры ракеты, для приве-
дения в действие пиротехнических средств контейнера и для
формирования сигналов об открытии крышки контейнера-и
выходе ракеты из ТПК.
В состав электрооборудования входят два конечных выклю-
чателя, соединители ШО, ШБ и жгуты. Один конечный выключа -
тель установлен на крышке контейнера и служит для формирова-
ния сигнала об открывании крышки, второй конечный выключа-
тель установлен на соединителе контейрера и служит для
формирования сигнала о сходе ракеты. Соединители ШО, ШБ и
жгуты служат для связи аппаратуры ПУ с бортовой аппаратурой
ракеты. Соединитель ШО предствляет собой вилку, установлен-
ную в механизм стыковки соединителя. При наличии ракеты в
контейнере вилка соединителя ШО состыкована с розеткой ра-
кеты. Соединитель ШБ (розетка) установлен снаружи контейнера
и состыковывается с вилкой соединителя артиллерийской части
65 А
9М83.0000 ТО
ЛА догтм,
Подпись
Копировал
Форма) 11
11.12-79 г. зак. О5?6
ПУ. Во время предстартовой подготовки ракеты по цепям, связыва-
ющим соединители ИЮ и ШБ осуществляется питание бортовых сис-
тем, подача команд и ввод информации на борт ракеты, а также
получение ответных сигналов с борта. Контроль системы самона-
ведения ракеты осуществляется через специальный кабель. Пиро-
болты и пиропатрон ГТК электрически связаны с соединителем ШБ.
Конечные выключатели конструктивно одинаковы. Каждый выключа-
тель состоит из корпуса 5 (рис.47), контакта 3, размещенного
в корпусе, рычага7с пружиной 8, упора 10, винта 4, колодки I,
крышки 9. Контакт включает в себя кронштейн I (рис.48), посред-
ством которого он крепится в корпусе выключателя, микроперек-
лючатель 4, рычаг 3 с пружиной 5. Рычаг 7 (рис.47) выполнен
эксцентричным. Он установлен в корпусе и подпружинен. На ры-
чаге 7 закреплен винт 4, посредством которого рычаг 7 повора-
чивает рычаг 3 контакта (рис.48). Электрическая связь конеч-
ных выключателей осуществляется через колодку I (рис.47)
проводом 2. В исходном положении микропереключатель замкнут.
Рычаг 3 (рис.48) отведен от штока микропереключателя и удер-
живается в этом положении винтом 4 (рис.47). При открывании
крышки кулачок, закрепленный на торсионе крышки поворачивает-
ся и отжимает рычаг, жестко соединенный с рычагом 7 и повора-
чивает его. При этом упор 10 перестает действовать на рычаг 3
(рис.48). Рычаг под действием пружины нажимает на шток микро-
переключателя, происходит разрыв цепи, что является сигналом
об открытии крышки. При расстыковке соединителя его механизм
поворачивает рычаг 7 (рис.47) конечного выключателя соедини-
теля . Цепь, как и в предыдущем случае, разрывается, что и
является сигналом о сходе ракеты.
Соединитель служит для стыковки вилки электрооборудования
- 9М83.0000 ТО (7) 66 Лист 7/-
ни. Лист № доктш. Подпись Hi тв
Копировал <Popmei 11 11.12-79 г. за к. 0576
контейнера о ответной частью электрооборудования ракеты и рас-
соединение их при ее старте. Соединитель представляет собой че-
тырехзвенный механизм и состоит из шарнирно-соединенных' между
собой кронштейна 7 (рис.49),рычагов 10, II, колодки 13, конеч-
ного выключателя 8, жгута 3, замка I. Кронштейн 7 свободно встав-
лен в крышку 6, которая закреплена на корпусе. Перемещение сое-
динителя в крышке ограничено болтом. Пружина 9 обеспечивает
постоянное поджатие колодки 13 с вилкой соединителя контейнера
к ответной части ракеты, а при отсутствии ракеты в контейнере
удерживает соединитель в положении, показанном на рис. 49.
Штыри 12, 15 являются направляющим для обеспечения точной ус-
тановки вилки соединителя контейнера относительно ответной час-
ти ракеты. Штырем 2 соединитель фиксируется в замке I в сложен-
ном положении при старте ракеты. Кронштейн 7 входит в вырезы
крышки 6, что исключает поворот соединителя при отсутствии ра-
кеты в контейнере или в момент складывания его при старте. Прт<
выходе ракеты из контейнера соединитель поворачивается по ходу
ее движения, штыри 12,15 и вилка выходят из соединения с ответ-
ной частью ракеты. Под действием инерционных сил соединитель
ударяется амортизатором 14 о замок и фиксируется в нем штырем 2.
Клапан 15 (рис.40) предназначен для выравнивания давления
внутри ТПК с атмосферным' давлением с целью обеспечения гаранти-
рованного открывания крышки.ТПК перед пуском, при резких коле-
баниях температуры окружающего воздуха.
После установки ракеты на ПУ или ПЗУ крышка клапана перево-
дится в положение ОТКР для подготовки клапана к работе. Когда
вследствии температурных колебаний образуется пониженное давле-
ние внутри ТПК,атмосферное давление отжимает мембрану 33 и внут-
реннее давление сравнивается с атмосферным. При выравнивании
давления,мембрана прижимается к седлу клапана и обеспечивает
герметичность внутреннего объема ТПК.
При снятии ракеты с ПУ или ПЗУ крышка клапана переводится
в положение ЗАКР.
1 !-
зам. 3M83d2ZL Ли
Лист Jfe дохум. Подпись Дата |
9М83.0000 ТО
Лист
67
Копировал Формат А4
с л к. О <3
12. Взаимодействие бортовой аппаратуры на различных этапах бое-
вого применения ракеты.
Схема функционирования бортовой аппаратуры ракеты и циклограмма
предстартовой подготовки, пуска и полета ракеты приведены на рис.
<59.
Взаимодействие аппаратуры пусковой установки с аппаратурой раке-
ты начинается с включения на ПУ режима БОЕВАЯ РАБОТА.
В этом режиме аппаратура стартовой автоматики ПУ осуществляет
следующие операции:
I) выдает команду СБРОС БВУ, которая устанавливает БВУ в исход-
ное положение и предохраняет его от ложных срабатываний на время
переходных процессов по питанию;
2) контролирует исходное состояние элементов коммутации и
пиротехнических устройств.
Подготовка ракеты к пуску начинается с момента подачи наземного
питания на ракету с ПУ по команде ПОДГОТОВКА.
По этой команде аппаратура стартовой автоматики осуществляет
следующие операции:
I) снимает команду СБРОС БВУ, после чего производится проверка
БВУ ( прохождение теста самоконтроля) ;
2) форсированно разгоняет гиромоторы ИСУ и поддерживает необхо-
димую скорость их вращения;
3) производит разворот гироблока на угол Ут , определяющий
азимут плоскости стрельбы и контролирует отработку угла J'm в
ИСУ;
4) при стрельбе на полигоне выдает в блок предельных параметров
системы ликвидации команду РИС. ;
5) производит'предстартовую подготовку ЛСН;
Лист
9М83.0000 ТО
!М
Лист} № локум.
Подпись Лата
Копировал Формат 11 Р/М-81 г, зак. 0575
6) управляет режимами работы передатчика подсвета цели.
В процессе предстартовой подготовки, после прохождения теста
самоконтроля, БВУ начинает прием полетного задания, содержащего
информацию о типе и характеристиках цели угле , угле скло-
нения ракеты в плоскости тангажа, изменении положения цели в тече-
ние предстартовой подготовки. Подготовка ракеты к пуску заканчи-
вается через 14,5с с момента подачи команды подготовка, после чего
ракета может находиться в состоянии готовности к пуску в течение
80с.
По команде ПУСК запускается ТГИ, окончательно устанавливается
гирообойма ИСУ, разарретируются свободные гироскопы ИСУ и выдается
команда на подрыв пироболтов крепления крышки ТПК. При срабатывании
пироболтов крышка ТПК под действием толкателей и торсиона поворачи-
вается на угол, обеспечивающий свободный выход ракеты из ТПК. При
этом срабатывает конечный выключатель, который выдает в аппаратуру
стартовой автоматики ПУ сигнал о готовности контейнера к пуску.
При положительных результатах проверки цепей пиротехники и
бортового оборудования, выхода ТГИ на режим, отработки угла Ут и
готовности ТПК к пуску, взводятся цепи пиропатронов двигателей
ракеты и газогенератора контейнера, после чего производится запуск
ГГК и ГГС, После запуска ГГК пороховые газы, получаемые в ГГК, по
трубопроводам поступают к замкам, которые срабатывая, освобождают
ракету от осевого крепления.
Под действием газа ракета выталкивается из контейнера, при этом
срабатывает конечный выключатель контейнера и на ПУ выдается сиг-
нал о сходе ракеты. В момент расстыковки соединителя ’’контейнер-ра-
кета” срабатывает ПКС, который выдает команду СХОД в ИСУ и ПИМ, а
также коммутирует цепи сигнализаторов подъема давления. При выходе
ракеты за срез контейнера срабатывают переключатели ПЖС, по сигналу
1 1 1
м Лист| № докум. Подпись Лата 1
9М83.0000 ТО
Лист
69
Копировал
Формат 1!
Н.04-81 г. зак. 0575
которых осуществляются следующие операции:
запускается ИДС, обеспечивающий предварительное склонение
ракеты перед запуском ДС;
запускается газогенератор маршевой ступени;
подается электропитание на БЗД, который вырабатывает команду
ЗАПУСК ДС .
После выхода на режим ДС, сигнализаторы подъема давления выда-
ют сигнал на взведения устройства предохранения и коммутации сис-
темы ликвидации. Во время работы ДС, ИСУ по командам управления,
формируемым БВУ, с помощью системы управления вектором тяги, осу-
ществляет склонение ракеты на заданный в полетном задании угол,
обеспечивающий полет ракеты к цели по оптимальной траектории, а ;
также обеспечивает отработку сигналов радиокоррекции. При падении !
давления в стартовом двигателе до 0,8 кгс/см^. сигнализаторы спа- i
да давления выдают сигнал на срабатывание УЭД системы разделения.
Детонируя УЭД приводит в действие ДУЗ, который разрезает стенку
корпуса ракеты. В момент расхождения маршевой ступени и отделяемой
части стартовой ступени срабатывает ПКР, который выдает команду
СБРОС в ИСУ и БВУ. По истечении заданного в полетном задании време-
ни задержки запуска ДМ ИСУ получает от БВУ и выдает команду на
запуск, ДМ.
Через 0,4с после прохождения команды СБРОС^БВУ выдает команду
НИУ ( начало инерциального управления).
Лист
70
9М83.0000 TO
ни | Лист}
№ до кум.
Подпись
Цата
Копировал
Формат 11 14.04-81 г. за к. 0575
На этапе инерциального управления по командам радиокоррекции
БВУ производит уточнение запомненных координат и скорости цели и
вырабатывает команды управления ракетой, а также команды целеука-
зания по углам поворота головной антенны АСН и частоте Допплера
для обеспечения захвата цели АСН.
При сближении ракеты с целью до определенного расстояния БВУ
выдает в АСН команду разрешения захвата цели. По этой команде произ
водится пеленгация отраженного от цели сигнала СПЦ и АСН переходит
в режим автосопровождения. В этом режиме АСН выдает в БВУ инфор-
мацию для выработки команд управления ракетой. Полученная информа-
ция обрабатывается в БВУ и выдается в ИСУ для реализации команд
управления.
В непосредственной близости ракеты от цели, для направления
области разлета поражающих элементов БЧ в сторону цели, БВУ выдает
в ИСУ, АСН и ВУ команду на доворот ракеты по крену. Одновременно
ВУ производится оценка помеховой обстановки и условий встречи
ракеты с целью, по результатам которой БВУ устанавливает частоту
срабатывания носового канала, угол срабатывания бортового канала
ВУ и выдает команду на включение бортового или носового канала ВУ.
При работе бортовым каналом ВУ вормирует сигнал на срабатывание
ПИМ при попадании отраженного от цели сигнала в главный максимум
диаграммы направленности первой или второй бортовой антенны. При
работе носовым каналом управление областью срабатывания осуществля-
ется за счет изменения регистрируемой разности допплеровских час-
тот сигналов от цели при двух положениях цели относительно ракеты:
на большом удалении от ракеты и в расчетной точке срабатывания.
1 1 ж .
9Ш5.1593 *
Лист! № докум. Подпись Дата
9М83.0000 ТО
Лист
Копировал
Формат 11
КГ 4-81 г. зз к. 0575
053012 Форма 5а ГОСТ 2 103-68
При поступлении сигнала СРАБАТЫВАНИЕ предохранительно-исполни-
тельный механизм производит подрыв БЧ, которая обеспечивает пора-
жение цели осколочно-фугасным действием.
В случае пролета ракеты без подрыва БЧ по команде БВУ произво-
дится самоликвидация ракеты.
та ьтчвз.шз L 9М83.0000 ТО Лист 72
Лист X® докум. Подп. Дата
Копировал
Формат а4
2 02-М г лак. 0293
| Рис.I. Компоновка ракеты
II - антенна ВУ; 2 - антенна АСН; 3 - блок ДБ ZOOM АСН; 4 - радиоблок ВУ; 5 - антенна ВУ; 6 - бортовое вычислительное устройство (БВУ);
1-7 - прибор управления и навигации ИСУ; 8 - предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ); 9 - боевая часть (ЕЧ); 10 - магистраль;
II - газотурбинный блок; 12 - распределительная коробка; 13 -соединитель Ш02 ; 14 - соединитель Ш01 ; 15 - магистраль; - импул
[двигатель склонения (ИДС); 17 - аэродинамический руль; 18 - стабилизатор; 19 - переключатель потери жесткой связи; 20 -переключатель ра
г ления; 21 - переключатель схода (ПКС); 22 - электродетонирующее устройство (УЭД); 23 - детонирующий удлиненный заряд (ДУЗ); 24.^ гезоге;
[тор второй (маршевой) ступени (ITM); 25 - электро гидравлический рулевой агрегат (РА); 26 - устройство предохранения и коммутации; 27-6.
гидропитания; 28 - блок предельных параметров; 29 - детонирующий удлиненный заряд; 30 - электроде тонирующее устройство; 31 - привод газо]
[ (ПГ); 32 -поворотный клапан; 33 - газогенератор первой (стартовой) ступени (ГГС).
Рис.I. Компоновка ракеты
- антенна ВУ; 2 - антенна АСН; 3 - блок ДБ ZOOM АСН; 4 - редиоблок ВУ; 5 - антенна ВУ; 6 - бортовое вычислительное устройство (БВУ);
- прибор управления и навигации ИСУ; 8 - предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ); 9 - боевая часть (ЕН); 10 - магистраль;
I - газотурбинный блок; 12 - распределительная коробка; 13 -соединитель Ш02 ; 14 - соединитель ШО1 ; 15 - магистраль; - импульсн:
вигатель склонения (ИДС?; 17 - аэродинамический руль; 18 - стабилизатор; 19 - переключатель потери жесткой связи; 20 - переключатель рэзде
ения; 21 - переключатель схода (ПКС); 22 - электродетонирующее устройство (УЭД); 23 - детонирующий удлиненный заряд (ДУЗ); 24 т- газогенер
ор второй (маршевой) ступени (ITM); 25 - электро гидравлический рулевой агрегат (РА); 26 - устройство предохранения и коммутации; 2? - блок
; 28 - блок предельных параметров; 29 - детонирующий удлиненный заряд; 30 - электродетонирующее устройство; 31 - привод газовый
“ —---- /T’mr'i \
6
тановленный. подлинник не 1
»ММ»Т Ч
ЭТА 174 г. мк. М»7
I - крышка; 4}-кольцо ।
9- отабилизе
74
Л мт
Bic.2. Ракета 9MB3 в транспортно-пусковом контейнере
I - крышка; 2 - корпус; 3 - корпус; 4 * ракета; 5 - днищэ; 6 - замок; 7 - газогенератор; 8-кольцо;
9- стабилизатор; 10 - аэродинамический руль; II -соединитель Щ01; 12 - опоре.
"-12
Отсек *1______ отсек м2 отсек*?_______________________Отсек к 4__________.отсек м5 отсек хб Отсек к 7 отввое
Рис. 3. Планер ракеты
0000*C8W6
Рис. 4. Аэродинамический руль
I - лопасть; 2 - ось; 3 - цапфа; 4 - тяга; 5 - пружина; 6 - вкладыш; 7 - шайба; 8 - винт;
9 - штифт; 10 - ось; II - пружина; 12 - стопор; 13 - боном; а - нож; б - паз; в - шлиц.
________________Фгпмц Ея ГОСТ ЬК ЕЯ
восстановленнмй подлинник я? 1
Рис.5. Стабилизатор
I - наконечник; 2- панель; 3 - винт; 4 - накладка; 5 - ^уторка;
а - отверстие; б - отверстие; в - отверстие; .г - полость.
I
- • \ ;
X
9М83.0000 TO
Ряс. 6. Двигатель склонения
I - пиропатрон; 2 - переходник; 3- воспламенитель; 4 - корпус; 5 - заряд.
1
о
Рис. 8 . Стартовый двигатель
I—днище; 2—воспламенитель; 3-диафрагма; 4-заряд ; 5-корпус; 6-сопловой блок; 7-переходник; 8-прок ладка; 9-пиропатрон; 10—кольцо; 11-пласти
замок; 12-вставка; 13-гайка; 14-болт; 15,16-уплотнительное кольцо; 17-болт-шпилька; 18-болт; 19-теплозащитное покрытие; 20 - клал,
а-отвепстие: б-пеоелний Фланеп: в-отвеостие: г-задний фланец: Д-отверстие.
1
Рис.9. Сопловой блок стартового двигате
I - гайка; 2 - переходник; 3 - корпус; 4 - вал; 5 - рычаг; 6 - штифт
12,13 - уплотнительное кольцо; 14 - вкладыш; 15 - кольцо; 16 - горле
21 - седло; 22 - вкладыш; 23 - диафрагма; 24 - клапан; 25 - шайбы; 2
Him J
стартового двигателя
- рычаг; 6 - штифт; 7 - кольцо; 8 - штифт; 9 - раструб; 10,11 - кронштейн:
кольцо; 16 - горловина; 17 - штифт; 18 - кожух; 19 - вставка; 20 - накладка;
?пан; 25 - шайбы; 26 - болт.
9М83.0000 ТО 81 Лис1
Ивм Лист докуй. Подпись Дата
Формат 12 27А I 74 г. зак. 1
1
2
3
4
Рис.II. Маршевый двига
I - переднее днище; 2 - корпус; 3 - воспламенитель; 4 - заряд; 5 - заднее днище:
кольцо; 9 - графитовый вкладыш; 10 - аэрозионностоикое покрытие; II - вставка; I
16 - гребенка; 17 - стопор; 18 - болт; 19 - уплотнительное кольцо; 20 - уплотнит
тельное кольцо; 24 - болт-шпилька; 25 - замок; 26 - болт; 27 - сигнализатор давл
а - гнездо; б- передни! фланец; в - задний фланец; г, д - отверстие; е-бобышка
Him Лиат
II. Маршевый двигатель
5 - заднее днище: 6 - газовод; 7 - теплозащитное покрытие: 8 - уплотнительное
е; II - вставка; 12 - раструб; 13 - гайка; 14 - мембрана; 15 - диафрагма;
ьцо; 20 - уплотнительное кольцо; 21 - болт-шпилька; 22 - болт; 23 - уплотнл-
сигнализатор давления; 28 - пиропатрон; 29 - кронштейн; 30 - заглушка;
рстие; е-бобышка.
И»и Лист
№ дому». Подпись Дате
SM83.0000 ТО
♦сумат it
83
Лист
Рис.33, Низкочастотная магистраль отделяемой части
I - корпус вилки; 2 - корпус вилки.
XX
Рис.34. Низкочастотная магистраль^маршевой ступени
I — корпус вилки; 2 — корпус вилки; 3 - гайка; 4 - шпилька; 5 - пробка
Фппмя Fa ГОГ.Т 1C6*FR
АСН
Е
S
i
&
5
Сброс
Запуск дм
бортовая аппаратура исправна
информания о цели по радиоканалу
команды целеуказания
Регулир чувств.
s
доворот
запуск дм
ВУ
, доворот
Режим работы
1 рймехомя обстановка
g информация для выработки команд
управления
Команды управяе^я
Сход Сброс
^информация для
выработки команд
управления
Ликвидация
ИСУ
ПИМ
Срабатывание
Отстрел крышки ТПК
4
G
Пусков
Сброс 6ВУ S 5 тд **
Пппгтплммя АСН 9J - 1 4 0
миДм1риЯг\0 лип iiiiiiiiiiiiiiiiiiHm
команда рис 1 iiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiimiiiiimiiiiiiiiiin
Ввод полетного задания 1- 2 '
Ввод и отработка •
iiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiaiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiim
Разгон гиромоторов
ГОТОВО i
запуск и работа тги [ 4 0.7 _ ।
Отстрел крышки тли
Г Взведение пиропацонов ггк.ДС.ДМ
Запуск и работа ггк 1 ан
Запуск и работа ГГС
Выход изтпк и срабатыв пжс I Ц _£ttOl
работа идс 1
команды управления
Работа ДС Hitniiiiiiiiii
Работа дм
Инерциальное управление
Самонаведение
Доворот
1 Срабатывание 6У
с с ; _ предстартовая подготовка пусковой цикл' стартовый учас
о » ? 3 4 5 6 7 В 9 Ю н С и мЮЖUUMUUVUHр I 2 J 4
0 Рис.39. Функционировав
Команды управления из ПГ
Стопор руля *=t
БГП
стопор РУЛЯ
Сход
2
установка
; к о в а я
ШШ
|||||||||||||||||Ц|||И1111П11Н1ПП11111111111|||111Ш11В111В11111Н1И111вв11шшввчвч11В1В1т111вввч1ввм11111Ч»и»аввттшЧ1
нннП1В1Н1ПШ1Н1В11»ит|
команды управления иа РА
информация о положении ракеты
1111Л
Скгнац "же
РзбоФ ДС /
IIJIIIIIIIIIIHIIIIIIIIIIIIli
1
mini и in и тип 11ПЛТ
ТГП1ПГ11111ГП111П1!ГГ1П1Т1ТТГПТТПТТТП111ППП1ПТ11111Ш1ПП1ПП'11111111 III1111 ПИ 1111П1ТПТГ'. Ullllllllllll
маршевый участок полета
стартовый участок
бортовой аппаратуры ракеты
t л V <?. >8 М я
• Г - л » -' 1 -в
! -Ь— । ? —| ——— ’
Лист М>
Команды управлении на ПГ
1 РА
Стопор руля «=* >•
Сигка* пжс
ггк
идс
ЧЩф»|с
пжс
miniiiriiiiiiiiiinn-niiiiiiniiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiriirimiT
в
е
а
и ракеты
ПНР
Работ * ДС
т а н о в к а
Стопор PW
£
S
>
с
я
miiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiiriiiiiiiiiiiiiiinriiiiiiinirriiiiiiiiiiiiiii ли пггтгтпт
iliHiJiiiiiuiiiiiiiiiiiiiuiiiuiiiiiiiiiiiiiilliiiiiliHiiiiiпнniIII ни Iiniliii Inllll 7
№
iiiiiiiiniinHuiuiiiumunitniiiiiHiiiiiimniiiiniiniiHiimHiiiiiiiiiiiiiiiiioiiHUliimw
11 С о
мариеаый участок полета
Г7
20 ЭТ 22 73 М 252827a»*»3li2
55 Q
дшп ггпптпп 11I I । ттттттшшш
об :
liiiiiiiiii
6в ft «2
17 » 63 ТО
аппаратуры ракеты
I
1
I
f -
Лист 1 докую. Подпись Дата
Рис.40. Транспортно-пуско
1-крышка; 2-силикагель; 3-кожух;4-корпус; 5-корпус; 6-кронштейн; 7-соединитель Ш
12-кронштейн; 13-бугель; 14-кожух; 15-клапан; 16-кронштейн; 17-кожух; 18-опора;
23-ось; 24-кронштейн; 25-кожух; 26-силикагель-индикатор; 27-пробка; 28-крышка;29
34-фильтр.
2 Зам.
Рис.40. Транспортно-пусковой контейнер
5-корпус; 6-кронштейн; 7-соединитель ШК ; 8-кронштейн; 9-переходник; 10-пробка; II-
ан; 16-кронштейн; 17-кожух; 18-опора; 19-кронштейн; 20-кронштейн; 21-кожух; 22-кро!
ель-индикатор; 27-пробка; 28-крышка;29-упор; 30-шпилька;31-пироболт; 32-жгут; 33-м
9М83.0000 ТО
я Зам. 9М83.1931- 3,7^7
Him. Лист № докую. Подп. Дота
Формат 12
£
Рис.41. Задний корпус
I - крышка; 2 - стакан; 3 - платик; 4 — скоба; 5 - платик
<Ж*
Рже. 42, фишка
I - кронштейн; 2 - пластина; 3 - кронштейн; 4 - торежон; 5 - втулка; 6 - :
И - втулка; 12 - гильза; 13 - втулка.
——,____________________________________ • , J____________________ И>м
- ..У2.^.ц^.-. . .-. . -„ . ... ... . ----- ..J.,^^^.^.,...^.,.^...„.,. ...г... •. '.. . .. .... . ,^.А.>.^. ...^'
a
; 5 - втулка; 6 - храповик; 7 - собачка; 8 - кулачок; 9 - храповик; 10 - пружина;
йй ы. w
W** 1 Ла«т | 1 № Л»«У«. Подпись Д»т« SM83.0000 ТО
tr - «ji&i
Рис. 43
4е
ь
£
Переходник
газогенератор (IT); 2 - замок; 3 - кольцо; 4 - трубопровод; 5 - лента; 6 - кольцо;
7, 8 - штиф; 9 - жгут.
В
а
Фппмя Fa ГОСТ 1C6-6R
4
19
18
12
13
17
14
16
15
zzzz
Рис. 45. Опора
I - карман; 2 - амортизатор; 3 - замок; 4 - прижим; 5 - кольцо;
6 - шайба; 7 - запорное кольцо; 8 - крышка; 9 - винт; 10 - кольцо;
II - вкладыш; 12 - винт; 13 - крышка; 14 - пружина; 15 - опора;
16 - штырь; 17 - стойка; 18,19 - втулка.
1
1
Д1М. Лист 1 Ж докум. Подп. Дата
9М83.0000 ТО
Лист
113
Колировал
Формат 11
6.8-76 г. зак. 1093