/
Текст
9КЗЗМЗ
РАКЕТА 9МЗЗМ
Техническое описание
9M33M3.0000 ТО-Э
3.2. Обеспечение сохранности ракет . '. l.: '. .’..................................
3.3. Запасные части, инструмент и принадлежности ...................................
4. Транспортно-пусковой контейнер и кассета...........................................
Рис. 1. Общий вид ракеты 1..........................................................
Рис. 2. Общий вид ТПК .............................- • • ..........................
53
53
54
&
57
Рис. 3. Компоновка ракеты .........................................................вкл. 1
Рис. 4. Связь между земной и измерительной системами координат....................... 59
Рис. 5. Связь между условно-неподвижной и связанной системами координат ....... 60
Рис. 6. Упрощенная структурная схема контура управления ............................. 61
Рис. 7. Механизм управления рулями...................................‘ . . .......... 62
Рис. 8. Отсек № 5.................................................................... 63
Рис. 9. Блок крыльев............................................................... 64
Рис. 10. Двигательная установка .................................................. 65
Рис. 11. Сигнал иа входе аппаратуры РУ и В.......................................... 66
Рис. 12. Функциональная схема аппаратуры РУ и В .................................вкл. 2
Рис. 13. Принцип управления ракетой, не стабилизированной по крену . ............... 67
Рис. 14. Функциональная схема автопилота ........................................... 68
! t
Рис. 15. Электромеханическая схема рулевого привода.............................. . 69
Рис. 16. Совмещенные диаграммы антенных систем РВ ................................. 70
Рис. 17. Общий вид ПИМ ............................................................ 71
Рис. 18. Электромеханическая схема ПИМ '........................................ 72
Рис. 19. Боевая часть . . . \..................................................... 73
Рис. ‘20. Общий вид воздушной системы ........................................... 74
Рис. 21. Структурная схема воздушной системы'...................................... 75
Рис. 22. Функциональная схема электросистемы ракеты.............................вкл. 3
Рис. 22а. Функциональная схема включения сигнализатора спада давления
изделия 9МЗЗМЗ, выпущенного с 1.09.88 г. . .... . : . . . . < . . . . 76
Рис. 23. Принципиальная электрическая схема ракеты............................ вкл. 4
Рис. 23а. Электрическая принципиальная схема включения сигнализатора
спада давления изделия 9МЗЗМЗ, выпущенного с 1.09.88 г............................ 76а
Рис. 24. Принципиальная электрическая схема ТПК . . . ....................... . . . 77
Рис. 25. График подачи напряжений и прохождения команд при подготовке
и пуске р'акеты .................................................................... 78
Рис. 26. Структурная схема блока питания ракеты ................................ . 79
Рис. 27. Схема расположения надписей и мест эксплуатационных подходов на '
корпусе ракеты .......................... .-. . ..... . . ........................... 80
Рис. 28. Схема расположения надписей и мест эксплуатационных подходов
на ТПК............................................................................ 81
Рис. 29. Крышка задняя с пироболтом и механизмом раскрытия...................... 82
Рис. 30. Механизм кулачковый и кнопочные переключатели ............................ 83
Рис. 31. Механизм закрепления........................................................ 84
Рис. 32. Механизм электроразъема.................................................... 85
Рис. 33. Устройство для переключения литеров ........................................ 86
Рис. 34. Кассета.................................................................... 87
Рис. 35. Кассета с ТПК .............................................................. 88
Рис. 36. Пакет из четырех кассет............................................. . . . 89
Внесение изменений в техническое описание............................................. S0
Контрольный лист регистрации изменений брошюровки..................................... 91
I
ВНИМАНИЕ! Проверьте наличие вклеек!
[V
В книге пронумеровано 97 стр., в том числе 76а, 766 литерные, и 4 вклейки:
вклейка № 1 (рис. 3) <?• — между стр. 58 и 59,
вклейка № 2 (рис. 12) «рм»— между стр. 66 и 67,
вклейка № 3 (рис. 22) и вклейка №4 (рис. 23) МВЯНВ— между стр. 76 и 76а.
ВВЕДЕНИЕ
Описание предназначено для изучения ракеты 9МЗЗМЗ.
Описание состоит из четырех разделов, в которых имеются все
основные сведения и данные по ракете, необходимые для понима-
ния взаимодействия основных частей ракеты, функционирования
бортового оборудования и правильной ее эксплуатации.
Перечень принятых сокращений и условных обозначений
Сокращение Условное обозначение
Полное наименование
АВС
АКИПС
АП
АПР
АПУ
АРУ
БГ
БМ
БП
БЧ
ВАБ
ГРК
ДУС
ЗРК
KI, К2
Аппаратура
РУ и В
Кг; К„
Kb К2
КЗ
К4
ЛЗ
мги
нлц
пос
ПБ
ПЗУ
ПИМ
пп
ПУ
РВ
СА
СВР
СПК
ОБ-2Е-1
ОБ-2Е-2
9В242-1Э
9Б390М
9АЗЗБМЗ-1
9Н16
9КЗЗМЗ
9Б57М
9Э116М
УДП2-3
9Э316М-1
9Д15
Антенно-волноводная система
Автоматизированная контрольно-испытательная
подвижная станция
Автопилот
Аппаратура проверки ракет
Антенно-пусковое устройство
Автоматическая регулировка усиления
Блок готовности
Боевая машина
Бортовое питание
Боевая часть
Воздушно-арматурный блок
Гироскопический раскладчик команд
Датчик угловой скорости
Зенитный ракетный комплекс
Команды управления полетом на ходе аппарату-
ры РУ и В
Аппаратура радиоуправления и радиовизирова-
ния
Команды управления полетом на входе в автопи-
лот
Команды управления полетом с учетом текущего
угла крена ракеты
Команда взведения радиовзрывателя
Резервная команда
Линия задержки
Магнитный генератор импульсов радиовзрывате-
ля
Низколетящая цель
Потенциометр обратной связи
Пироболт (болт разрывной)
Пирозащитное устройство
П р е дох р а н и те л ьн о - ис по л н и те л ь н ы й механизм
Пиропатрон
Пусковое устройство
Радиовзрыватель
Двигательная установка
Стартовая автоматика
Станция визирования ракет
Станция передачи команд
9M33M3.0000 ТО Э
1Гродол жеиие
Условное обозначение
I Гол ное наименование
Инв. № 3/3424
Сокращенно
СРП "
ссц » '
тг
тзм 9Т217БМ2
ГПК
УПТ 0Б-8М (в 9Б57М)
ЦБ —
— 9Б132
— 9Б139
— 9Б387М
— 9Б388М
— 9Б389М
— ОБ-ЗБ
— ОБ-4Б
— ОБ-5АМ
— 9X15
БС —
Канал Б С —
Канал ДС —
КП —
ик —
ФК —
Счетно-решающий прибор
Станция сопровождения цели
Iурбогеператор
Трапсп<>ртно-заряжающая машина
Гранспортно-пус-ковой контейнер
Усилитель постоянного тока
Цепь безопасности
Блок пи гания ракеты
Турбогенератор радповзрыватсля
Блок управления автопилота
Рулевой привод
Блок питания автопилота
Приемник
Блок выработки команд
От ветчик
Пороховой заряд
Команда включения радиовзрыва геля в рожи л
ближнего строба
Канал ближнего строба радповзрыва геля
Капал дальнего строба радповзрыватсля
Команда запрета работы капала ДС
И с п оли ит ел ы i ы й каскад
Формирующий каскад
1. НАЗНАЧЕНИЕ, СОСТАВ, КОМПОНОВКА И ОСНОВНЫЕ
ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТЫ
1.1. НАЗНАЧЕНИЕ РАКЕТЫ И ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Одноступенчатая зенитная управляемая ракета 9МЗЗМЗ пред-
назначена для поражения пилотируемых и отдельных видов беспи-
лотных средств воздушного нападения, летящих как с дозвуковой,
так и со сверхзвуковой скоростями в диапазоне средних и малых
высот. Общий вид ракеты показан на рис. 1.
Ракета стартует из транспортно-пускового контейнера (ТПК).
размещенного на пусковом устройстве (ПУ) боевой машины (БМ).
Пусковое устройство входит в состав антенно-пускового устройства
(АПУ), ориентируемого в направлении стрельбы. Старт и полет
ракеты осуществляются за счет тяги двухрежпмной двигательной
установки, работающей на твердом топливе.
После выхода из ТПК и автономного (не управляемого радио-
командами) полета ракета «захватывается» станцией визирования
ракет (СВР), выводится на траекторию полета и наводится на
цель. Наведение ракеты с требуемой точностью осуществляется си-
стемами боевой машины с использованием командного метода уп-
рав л е и и я п ол ето м.
Команды радиоуправления вырабатываются по двум взаимпо-
перпепдикулярпым плоскостям управления ракетой и передаются
станцией передачи команд (СПК) вместе с сигналами «Запроса».
Аппаратура радиоуправления и радиовизирования (аппаратура
РУ и В), установленная на ракете, принимает от СПК радиокоман-
ды KI, К2, КЗ, К4 (команда К 4—резервная) и сигналы «Запроса».
На сигналы «Запроса» аппаратура РУ и В выдаст радиосигналы
«Ответа», позволяющие СВР определять положение ракеты в про-
странстве.
Команды управления полетом ракеты К1 и К2 преобразуются
в аппаратуре РУ и В и подаются на блок управления автопилота
(АП) 9Б387М. Из блока управления автопилота команды в виде
управляющих напряжений с учетом текущего угла крепа ракеты
поступают на рулевые приводы 9Б388М. механически связанные с
рулями ракеты. Координированное отклонение рулей обеспечивает
выполнение ракетой маневра, требуемого для перехвата цели.
При приближении ракеты к цели с СПК подается команда КЗ
для взведения радиовзрывателя (РВ) 9Э316М-1 и снятия послед-
ней ступени предохранения нредохрапптслыю-псполнптелыюго ме-
ханизма (ПИМ). По этой команде радиовзрыватель начинает излу-
чать в пространство электромагнитные импульсы и принимать от-
раженные от цели сигналы.
При накоплении определенного количества отраженных сигна-
лов в схеме РВ вырабатывается напряжение, которое обеспечивает
срабатывание предохранительно-исполнительного механизма
9Э116АА, вызывающего инициирование (подрыв) боевой части
(БЧ) 9Н16
При стрельбе по вертолетам на ракету стартовой автоматикой
подается команда «Задержка» и команда БС (в случае стрельбы
по вертолетам, сидящим на земле и зависшим на высотах).
Эти команды в виде напряжения +27 В поступают на РВ н
обеспечивают необходимое увеличение задержки срабатывания ра-
дио взрыва тел я.
Команда ПКР на ракету выдается стартовой автоматикой в ви-
де напряжения минус 27 В при стрельбе по цели типа «Дистанци-
онно пилотируемый летательный аппарат». При наличии команды
ПКР повышается потенциал радиовзрыватсля на малых дальнос-
тях до цели.
При пролете ракеты мимо цели, если не произошло подрыва
БЧ, на ракету подаются максимальные радиокоманды, отклоняю-
щие се траекторию вверх. Ракета самоликвидируется подрывом
БЧ, который обеспечивается часовым механизмом ПИЛА.
1.2. СОСТАВ
Ракета состоит из следующих основных функциональных частей
(систем): планера, двигательной установки, боевого снаряжения,
аппаратуры управления полетом, воздушной системы, электриче-
ской системы и источников электропитания. Неотъемлемой частью
ракеты является транспортно-пусковой контейнер, в котором ракета
находится в течение всего времени эксплуатации.
Планер образует требуемую аэродинамическую форму ракеты и
состоит из корпуса, рулей и блока крыльев.
Двигательная установка (двухрежимный двигатель 9Д15) слу-
жит для создания необходимой тяги на стартовом и маршевом
участках полета ракеты.
Боевое снаряжение предназначено для поражения цели и со-
стоит из радиовзрывателя 9Э316М-1, предохрани гелыю-исполип-
телыюго механизма 9Э116М и боевой части 9П16.
Аппаратура управления полетом включает аппаратуру радиоуп-
равления и радиовпзирования9Б57М, автопилот 9Б390М и предна-
значена для приема радиокоманд, передаваемых станцией переда-
чи команд, и управления рулями ракеты в соответствии с этими
командами.
Воздушная систем а обеспечивает питание воздухом рулевых при-
водов автопилота, турбогенераторов источников электропитания и
состоит из воздушно-арматурного блока (БАБ), механизма разгер-
метизации, коллектора и трубопроводов.
Электросистема объединяет все бортовое оборудование ракеты
и ТПК в единый автоматизированный комплекс, обеспечивая его
электропитанием от наземного и бортового источников, а также
производит переключение испей электросхемы ракеты для всех
режимов ее работы.
Источниками питания в ракете являются блок питания 915132
и турбогенератор 9Б139. Блок 9Б132 вырабатывает постоянное
27 В и переменное напряжение 1000 Гц. 22,5 В для питания бор-
тового оборудования. Турбогенератор 9Б139 предназначен для пи-
тания радиовзрыватсля переменным напряжением 30 В.
Транспортно-пусковой контейнер обеспечивает защиту ракеты
от внешних воздействий, ее хранение, транспортирование, установ-
ку па боевую машину и проведение пуска.
1.3. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА, КОМПОНОВКА РАКЕТЫ
И РАЗМЕЩЕНИЕ ЕЕ В ТПК
Ракета скомпонована по аэродинамической схеме «утка», т. е.
имеет аэродинамические рули в носовой части. Рули и крылья ра-
кеты при нахождении в транспортно-пусковом контейнере располо-
жены Х-образно под углом 45 к вертикальной плоскости. Четыре
шарнирно-складывающихся крыла конструктивно объединены в
блок крыльев, который установлен подвижно относительно корпу-
са и в полете свободно вращается.
Применение развязанного с корпусом блока крыльев позво-
ляет существенно уменьшить действие на ракету аэродинамиче-
ского момента «косой обдувки» при сохранении несущих свойств
ракеты. Для аэродинамической схемы «утка» момент «косой обдув-
ки» возникает, в основном, на крыльях, работающих в несиммет-
ричном поле скоростей из-за скоса потока рулями и корпусом. Та-
ким образом, вращаясь, блок крыльев передает на ракету по крену
только незначительную часть момента «косой обдувки» из-за тре-
ния в подшипнике.
Компоновка ракеты и размещение се в ТПК приведены нт
рис. 3. Приборный отсек представляет собой сварное соединение
отсеков № 1, 2 и 3 с предварительно установленным в них борто-
вым оборудованием. Приборный отсек, отсек № 4 и отсек № 5 об-
разуют корпус ракеты.
Разъемное соединение приборного отсека с корпусом двигателя
используется при установке БЧ, ПИМ, вкладыша сопла, при сна-
ряжении двигателя зарядами твердого топлива и воспламенителем,
а также при установке пиропатронов (ПП) двигателя и стыковке
их разъемов.
Для переключения литеров и стыковки со стартовой автомати-
кой (СА) на корпусе 37 ТПК имеются механизм переключения ли-
теров 48 и механизм электроразъема 47, которые соединены с соот-
ветствующим устройством и разъемом па корпусе ракеты.
Кроме этого, на корпусе ракеты имеются эксплуатационные
подходы для стыковки с аппаратурой проверки ракет (АПР) и для
регулировки бортовой аппаратуры при проверках ракет вне ТПК.
Носовая часть приборного отсека является отсеком № 1, в ко-
тором размещены передатчик радиовзрывателя 3 и передающая
антенна радиовзрывателя 2.
Корпус отсека № 1 имеет оживальную форму, в котором под
радиопрозрачным обтекателем 36 расположена передающая антен-
на радиовзрывателя 2. Конус 1 закрывает отверстие для продувки
приборного отсека сухим воздухом и установлен в корпусе отсека
на резьбе и герметике.
В отсеке № 2 размещены: два рулевых привода 4, блок питания
автопилота, механизм управления рулями 5, блок питания 6 вмес-
те с турбогенератором радиовзрывателя, воздушно-арматурный
блок 7, а также механизм разгерметизации, имеющий эксплуата-
ционный подход с правой стороны корпуса отсека. Снаружи на
корпусе отсека установлены четыре руля 35.
В отсеке № 3 установлены: приемник радиовзрывателя 8, блок
радиоуправления и радиовизирования 9, блок управления автопи-
лота 10, предохранительно-исполнительный механизм 11 и боевая
часть 12. На корпусе отсека закреплены розетки контрольного 31
и бортового 30 разъемов, приемные антенны 32 радиовзрывателя.
На правом борту отсека заподлицо установлен разъем контроля
ПИМ и пиропатронов двигателя. На левом борту отсека имеется
втулка 46 для заземления ракеты.
Отсек № 4 — двухрежимный ракетный двигатель 28 на твердом
топливе. В корпусе двигателя установлены маршевый 15 и разгон-
ный 16 заряды, а также воспламенитель 14. На переднем днище
двигателя установлено пирозащитное устройство (ПЗУ) пиропат-
ронов 25, разъем ПИМ 26 и две пары патрубков, в одну из кото-
рых ввернуты пиропатроны 13, а в другую — сигнализатор давле-
ния 27 и сигнализатор спада давления 33. На корпусе двигателя
имеются два передних 29, один задний 24 опорных бугеля для ус-
тановки и фиксации ракеты в ТПК, а также два такелажно-пуско-
вых 22, 34 бугеля для подъема ракеты и стыковки ее с направляю-
щей 39 транспортно-пускового контейнера. Справа и слева на кор-
пусе двигателя и далее на отсеке № 3 закреплены волноводы 17 к
антеннам аппаратуры РУ и В.
Отсек № 5 используется для установки вращающегося блока
крыльев 19, антенн радиоуправления 20 и радиовизирования 21.
Блок крыльев установлен на подшипнике 18. Сложенные крылья
упираются в направляющие 41, с которыми скользят по корпусу
ТПК при пуске ракеты.
Транспортно-пусковой контейнер при размещении в нем ракеты
обеспечивает фиксацию ее от перемещения захватом кронштейнов
42 и 45 и механизмом закрепления 44.
1.1. ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ РАКЕТЫ С ОСНОВНЫМИ
ЭЛЕМЕНТАМИ ЗРК
1.4.1. Обеспечение подготовки и пуска ракеты элементами ЗРК
Ракеты в составе автономного зенитного ракетною комплекса
(ЗРК) 9КЗЗААЗ являются элементами, которые при взаимодействии
с устройствами и системами боевой машины обеспечивают пораже-
ние целей.
Пусковое устройство БМ заряжается шестью ракетами, находя-
щимися в ТПК. Заряжание производится транслортно-заряжаю-
щей машиной (ТЗМ).
После обнаружения и опознавания цели за 15 секунд до входа
упрежденной точки в зону поражения по сигналу со счетно-ре-
шающего прибора (СРП) начинается работа систем стартовой ав-
томатики.
Системы стартовой автоматики, выдавая через бортовой разъем
команды и получая сигналы об исполнении, обеспечивают:
контроль наличия ракет и исправности их по непи безопасности
(при неисправности ракеты происходит ее автоматическое отключе-
ние от источника наземного питания);
отключение бортового источника питания от электросхемы ра-
кеты;
подключение к бортовой аппаратуре ракеты на 10 секунд фор-
сажных напряжений от наземного источника питания;
по истечении форсажного режима переключение на нормальное
питание, включение ответчика аппаратуры РУ и В и отключение
датчиков угловых скоростей (ДУС).
После этого ракеты готовы к пуску.
Через 10 минут, если пуск не был произведен, системы старто-
вой автоматики отключают питающие напряжения и снимают вы-
данные команды.
Оператор наведения обеспечивает наблюдение за готовностью
ракет к пуску и осуществление пуска при наличии сигналов с СРП
о входе цели в зону и сигналов о готовности к работе всех систем
и устройств, участвующих в пуске ракеты.
Стрельба может быть произведена как одной, так и двумя ра-
кетами с четырехсекундным интервалом старта. Для осуществле-
ния пуска ракеты оператор наведения нажатием кнопки подает
команду «Пуск».
По этой команде одновременно производится подрыв пироболта
(ПБ) задней крышки ТПК и ПП запуска ВАБ.
При открытии задней крышки ТПК срабатывает кнопочный пе-
реключатель 44 (рис. 24), через который подается напряжение и
подрывается пироболт открытия передней крышки ТПК- С откры-
тием передней крышки срабатывает кнопочный переключатель 43.
Кнопочные переключатели задней и передней крышек ТПК при
своем срабатывании замыкают цепи для прохождения команды па
подрыв ПП двигателя.
Выход на режим (достижение номинальных параметров) блока
питания 9Б132 контролируется системой стартовой автоматики, ко-
торая по окончании выхода на режим блока 9Б132 выдает коман-
ды, обеспечивающие переход аппаратуры ракеты на бортовое пи-
тание и разарретирование гироскопического раскладчика команд
(ГРК). После перехода аппаратуры на бортовое питание и
разарретирование ГРК стартовой автоматикой производится под-
рыв пиропатронов двигательной установки ракеты.
Под воздействиехМ газовой струи рычаг механизма закрепления
ракеты в ТПК срезает срезной болт и поворачивается, освобождая
задний бугель ракеты.
При движении ракеты в ТПК происходит расстыковка бортово-
го разъема; при выходе ракеты из ТПК ее крылья раскрываются
механизмами раскрытия и ракета начинает свое движение в про-
странстве.
Движение ракеты и ее управление описываются в принятых си-
стемах координат: земной, связанной, скоростной, условно-непо-
движной и измерительной.
1.4.2. Системы координат
Движение ракеты (центра се масс) в пространстве рассматри-
вается в земной системе коордипатОХз Y3 Z3 (рис. 4), начало ко-
торой находится в точке пересечения горизонтальной и вертикаль-
ной осей антенного поста, входящего в состав антенно-пускового
устройства боевой машины. Ось ОУз направлена вертикально
вверх, оси ОХз и OZ3 расположены произвольно в горизонталь-
ной плоскости и образуют с осью OY3 правую систему координат.
Земная система координат — неподвижная.
Для определения положения ракеты относительно АП У в про-
цессе ее наведения па цель используется подвижная измерительная
система координат , начало которой расположено так же,
как и земной системы координат, в точке пересечения горизонталь-
ной и вертикальной осей антенного поста. Ось О; направлена по
электрической оси СВР, ось 0^ перпендикулярна осн О? и распо-
ложена в горизонтальной и в вертикальной плоскости, ось СК пер-
пендикулярна плоскости £0?] расположена в горизонтальной плос-
кости и образует правую систему координат.
В этой системе координат отсчитывается дальность до ракеты,
углы рассогласования ракеты относительно электрической оси
СВР. Углы рр и sp отражают связь между земной и измеритель-
ной системами координат.
Отсчет углов отклонения рулей ракеты б (рис. 5) производиг-
ся в связанной системе координат OXi I II, начало которой нахо-
дится в центре масс ракеты. Ось ОХ] параллельна продольной оси
ракеты и направлена к головной части ракеты. Ось 01 параллель-
на плоскости пары рулей I канала управления, а ось ОН парал-
лельна плоскости пары рулей II канала управления. На ПУ раке-
та расположена по схеме «X» и ось OI направлена влево вверх, а
ось 011 — вправо вверх. В полете связанная система координат
поворачивается на угол крена i(-'f) относительно расположения
осей 01 и ОН при старте.
Для определения угла крена ракеты введена условно-неподвиж-
ная система координат OXynYyiiZyu начало которой совпадает с
центром масс ракеты при ее расположении на ПУ.
Условно-неподвижная система координат в течение полета счи-
тается неподвижной относительно земной системы координат.
В скоростной системе координат с началом в центре масс раке-
ты рассматриваются аэродинамические силы, действующие на ра-
кету, и отсчитываются углы атаки.
1.4.3. Полет ракеты и контур управления
Ракета стартует под постоянным углом наклона к горизонту,
равным 27°, и после выхода из ТПК до начала радиоуправления
совершает неуправляемый полет.
Ila этом участке полета ракеты СПК передает на аппаратуру
РУ и В импульсы «Запроса» и команды управления ложным кодом
(искусственное искажение кодовой комбинации), что обесиечиваег
непрохождение команд на автопилот, гак как он остается отклю-
ченным от аппаратуры РУ и В. Стабилизация ракеты относительно
поперечных осей и уменьшение перерегулирования по углу атаки и
перегрузке осуществляется в течение всего времени полета конту-
ром стабилизации с отрицательной обратной связью по угловым
скоростям ракеты □( ф). Относительно продольной осн ракета в по-
лете не стабилизируется. Контур стабилизации показан па упро-
щенной структурной схеме контура управления ракетой (рис. 6).
«Захват» ракеты по угловым координатам происходит в широ-
ком луче СВР по дальности 30 м от антенно-пускового устройства.
Радиоуправление начинается на дальности 60 м oi АНУ после пе-
рехода СВР на автосопровождение ракеты и снятия ложного кода,
когда команды управления 1\1 и К2 начинают передаваться рабо-
чим кодом и вход автопилота подключается к аппаратуре РУ и В.
Передача ракеты в средний луч СВР производится автоматиче-
ски после «захвата» ракеты по дальности на расстоянии 150 м от
АПУ. В среднем луче ракета выводится на кинема i ическую (рас-
четную) траекторию. Вывод па кинематическую траекторию закан-
чивается при вхождении ракеты в трубку принятого радиуса отно-
сительно кинематической траектории, после' чего начинается наве-
дение ракеты на цель. Для более точного наведения ракета пере-
дастся в узкий луч антенны станции сопровождения цели (С< Ц).
Передача происходит при выполнении заданных условий, опреде-
ляемых величинами углов между равпосигнальной осью луча ан-
тенны ССЦ и направлением на ракету.
В зависимости от высоты полета цели могут быть применены
два метода наведения: метод «Три точки» и метод «Режим ПЛЦ».
Метод наведения «Три точки» применяется, если угол визирова-
ния цели более 1,8°. При этом методе наведения ракета постоянно
удерживается на линии антенна ССЦ — цель.
Если угол визирования цели менее 1,8 , то для наведения раке-
ты на цель применяется «Режим ПЛЦ». При наведении в «Режиме
НЛЦ» ракета выводится на траекторию, находящуюся выше линии
визирования цели в вертикальной плоскости. Превышение ракеты
над целью по высоте списывается по установленному закону к мо-
менту встречи с целью. В течение всего управляемого полета ра-
кета и элементы системы наведения БМ образуют замкнутый кон-
тур управления, от которого зависит точность наведения ракеты на
цель. Управление ракетой осуществляется по двум взаимно перпен-
дикулярным плоскостям, но, поскольку управление в обеих плос-
костях идентично, контур управления рассматривается только для
одной плоскости управления (в скобках даны обозначения
второй плоскости управления).
Угловые координаты ракеты зр ( рр ) и цели зц( ,3ц) поступают
на координатные блоки (аппаратуры СВР и ССЦ) и в виде при-
борных (измеренных аппаратурой) значений зр. пр, зц. пр (^>р. пр,{3ц. пр )
на суммирующее устройство. Счетно-решающий прибор, учитывая
значения углового рассогласования ракетыАгр (А;3р) относительно
кинематической траектории, вырабатывает команды управления
1\1 и К2, которые шифруются и передаются станцией передачи
команд по радиолинии. Бортовая аппаратура РУ и В принимает
команды управления. Принятые команды управления необходимо
отработать в связанной системе координат, обеспечив совмещение
плоскости отработки с плоскостью результирующей радиокоманды.
Вращение ракеты и ее системы координат в полете вокруг продольной
оси обусловлено отсутствием стабилизации по крену и происходит под
действием различных возмущений. В связи с этим команды К| (Кп)
с аппаратуры РУ и В подаются на ГРК, который производит пере-
распределение принятых команд управления между плоскостями
пар рулей с учетом текущего угла крена. Команда с ГРК сумми-
руется с сигналом ДУС контура стабилизации и поступает на ру-
левой привод, который отклоняет рули ракеты на соответствующий
угол oi ( 8п). Отклонение рулей приводит к изменению угла атаки
ракеты и, следовательно, к изменению подъемной силы. Переме-
щение ракеты под действием подъемной силы приводит к измене-
нию ее угловых координат. Кинематические звенья 1 и 2 не являют-
ся материальными звеньями контура управления, а выражают ма-
тематическую связь угла атаки ракеты с входными параметрами из-
мерительных устройств.
При выбранных параметрах ракеты и системы управления кон-
тур управления устойчив во всей зоне поражения.
1.5. ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТЫ И ОСНОВНЫХ ЕЕ
БЛОКОВ
Технические характеристики ракеты и ее блоков приведены в табл. 1.
Таблица 1
Наименование параметров
Технические
(номинальные
данные
значения)
Длина ракеты
Диаметр корпуса
Размах: рулей
крыльев
Стартовая масса ракеты
Центр масс ракеты (от носка)
Время работы двигателя
Давление в камере двигателя (максимальное)
Масса двигательной установки
Тип аппаратуры РУ и В
Питающие напряжения
аппаратуры РУ и В
Тип автопилота
Максимальный угол отклонения рулей
Питающие напряжения автопилота
Тип радиовзрывателя
Питающие напряжения радиовзрывателя
3158 мм
209,6 мм
348 мм
650 мм
126,3 кг
1933 мм
13,2—19,2 с
150 кгс/см2
77,5 кг
Радиоэлектронная
±27 В
3-1000 Гц, 22,5 В
Электропневматический
±12°
±27 В
3-1000 Гц, 22,5 В
3-1000 Гц, 85 В
Радиолокационный
±27 В
-1000 Гц, 22,5 В
-30 В
Про 1 о л ж с и и е
г а б л. I
Наименование параметров
Тип предохранительно-исполнительного меха-
низма
Питающие напряжения ПИМ
Тин боевой части
Емкость баллона ВАБ
Максимальное давление воздуха в баллоне при
температуре хранения +50 С
Максимальное давление воздуха в баллоне при
температуре храпения минус 50
Давление воздуха, подаваемого потребителям
Мощность блока питания ракеты по цепи пере-
менного трехфазного тока (при напряжении 22,5 В)
Мощность блока питания ракеты по цепи по-
стоянного тока (при постоянном напряжении 27 В)
Технические данные
(пом инальные значенияi
Электромеханический
±27 В
Осколочно-фугасная
11е менее 2,5 л
370 кгс/см2
200 кгс/см2
22 кгс/см2
109 Вт
2. КОНСТРУКЦИЯ И ПРИНЦИП действия основных
ЧАСТЕЙ, СИСТЕМ И БЛОКОВ РАКЕТЫ
2.1. ПЛАНЕР
Планер ракеты состоит из корпуса, рулей и блока крыльев.
Корпус ракеты включает в себя корпус приборного отсека, кор-
пус отсека № 4 и отсек № 5, соединения которых выполнены
разъемными. В конструкции планера ракеты применены высоко-
прочные и коррозионностойкие материалы. Все разъемные стыки
отсеков корпуса, люки, места установки электроразъемов и выво-
ды осей рулей герметизированы.
Приборный отсек ракеты включает в себя отсеки № 1, 2 и 3,
которые соединены между собой с помощью сварки. Корпус при-
борного отсека заканчивается шпангоутом, на котором имеются
десять бобышек с отверстиями для стыковочных шпилек отсека
№ 4. Герметизация стыка приборного отсека с корпусом отсека
№ 4 осуществляется двумя резиновыми кольцами, уложенными в
кольцевые проточки шпангоута приборного отсека. Для повышения
антикоррозионной стойкости приборный отсек собранной ракеты
продувается сухим воздухом. В приборном отсеке размещаются
боевое снаряжение ракеты, аппаратура управления полетом, меха-
низм управления рулями, воздушная система, электрическая систе-
ма и источники электропитания.
Механизм управления рулями состоит из двух одинаковых ме-
ханизмов, каждый из которых приводит в действие пару рулей.
Механизм управления парой рулей показан на рис. 7 и состоит из
оси 8 с поводком 5, пружинной тяги 6 и пневмопривода 1.
Пневмопривод закреплен шарнирно ушковым болтом 2 в кор-
пусе приборного отсека. Положение пневмопривода в осевом на-
правлении регулируется гайкой 3, угловое положение — эксцентри-
ковым болтом 4. За счет регулировки достигается соответствие
электрического нуля на потенциометре обратной связи (ПОС)
пневмопривода с нулевым положением плоскостей рулей.
Хвостовик И руля 7 вставлен внутрь оси 13 и закреплен конус-
ным болтом 12. Хвостовик руля имеет посадочные места под под-
шипник 10 и уплотнительную манжету 9. Манжета вместе со смаз-
кой, заполняющей ее желобок, обеспечивает герметизацию места
выхода хвостовика руля из корпуса приборного отсека.
На оси рулей закреплен штифтами поводок .5, к нему шарнир-
но присоединяется шток пневмопривода 15 и пружинная тяга 6.
При поступательном движении штока пневмопривода происходит
поворот оси 8 с рулями и нагружение пружинной тяги 6. Пружин-
ная тяга, являясь упругим элементом, служит для возвращения ру-
лей в нулевое положение из любого промежуточного при отклю-
ченных пневмоприводах.
Отсек № 5 (рис. 8) состоит из-следующих основных элементов:
оси 3, крыльев 10, подшипника 5, шпангоута 9, обтекателя 13 и
конуса 11.
С корпусом двигателя отсек стыкуется кольцевым поясом 2,
расположенным в передней части оси 3. Крепление отсека к кор-
пусу двигателя осуществляется винтами 1, ввертываемыми в ан-
керные гайки 4. Бандаж 6, напрессованный на ось, служит поса-
дочным местом для подшипника 5, который от осевого перемеще-
ния удерживается кольцом 7 (при конструктивном исполнении
оси 3 в соответствии с изображенным вариантом бандаж 6 и коль-
цо 7 отсутствуют). Фланец оси стыкуется с конусом 11 с помощью
винтов и анкерных гаек 12. Обойма подшипника в шпангоуте 9 за-
прессована и зажата прижимами 8.
Обтекатель 13 и конус 11 соединены винтами с анкерными ган-
ками 11. На обтекателе 13 приклепаны кронштейны 16, к которым
с помощью хомута 15 крепятся антенны аппаратуры РУ и В. Ан-
тенны закрываются обтекателями 17. Каждое крыло 10 креп и гея
на шпангоуте болтами 18.
Четыре крыла 1 (рис. 9), закрепленные с помощью болтов 7 на
кольцевом шпангоуте 2, образуют блок крыльев. Подшипник 5
(см. рис. 8) обеспечивает свободное вращение блока крыльев во-
круг продольной оси ракеты.
Каждое крыло состоит из двух отдельных консолей А и Б, сое-
диненных между собой осью 3 (см. рис. 9). В рабочем положении
крыла хорды обеих консолей лежат в одной плоскости. В раскры-
том положении крыло удерживается с помощью штифтов 5, до-
сланных в крайнее положение пружинами 1.
В сложенном положении крыла штифты 5, удерживаются в
утопленном состоянии ползунами 8, которые при раскрытии крыла
выбиваются кромкой консоли Б.
Приведение крыльев в рабочее положение происходит с помо-
щью пружины 12 механизмов раскрытия 10, которые крепятся на
крыльях путем зацепления наконечников 6 консолей Л в пазах
крышек 14 механизмов раскрытия 10.
Закручивание пружины механизма происходит в момент приве-
дения крыльев в сложенное положение, в котором крылья удержи-
ваются от раскрытия при нахождении ракеты вне ТПК прижима-
ми 9. При раскрытии крыла пружина механизма, раскручиваясь,
вводит с помощью серьги 11 консоль В в положение зацепления с
консолью А и в то же время разворачивает крышку 14 механизма
раскрытия 10, освобождая ее из зацепления с наконечником кры-
ла. В это время под действием пружины 13 механизм раскрытия
сходит с наконечника и отрывается от ракеты. Отверстие В ис-
пользуется для установки ключа при складывании крыла.
2.2. ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА
2.2.1. Устройство и состав
Двигательная установка (рис. 10) представляет собой двухре-
жимный однокамерный ракетный двигатель твердого топлива В
двигательной установке используется смесевое топливо.
В состав двигательной установки входят:
корпус двигателя, основные части его — цилиндрическая часть
корпуса 41, переднее днище 31, сопловой блок 19, заглушка 1 .
вкладыш 18 и детали крепления заряда и воспламенителя;
пороховой заряд 9X15, состоящий из разгонного заряда 21 и
маршевого заряда 23;
воспламеняющие средства, включающие воспламенитель 43 и
два пиропатрона 32 типа УДП2-3.
Герметичность внутренней полости двигательной установки в
процессе храпения и работы обеспечивается путем поджатия рези-
новой прокладки 2 передним днищем 31, а также поджатием ре-
зиновой прокладки 15 заглушкой 17 и медной шайбы пиропатро-
ном 32.
2.2.2. Конструкция корпуса двигателя
Корпус двигателя является силовым отсеком корпуса ракеты,
воспринимающим в полете значительные внутренние и внешние
нагрузки. Цилиндрическая часть корпуса 41 представляет собой
тонкостенный цилиндр, к переднему торцу которого приварен си-
ловой шпангоут. На силовом шпангоуте размещены семь бобышек,
два передних опорных бугеля 40, один такелажно-пусковой бугель
20 и имеется резьба для установки переднего днища. В бобышках
и бугелях, изготовленных как единое целое со шпангоутом, имеют-
ся резьбовые отверстия для установки в них шпилек 39, предназна-
ченных для соединения корпуса двигателя с приборным отсеком.
В конце цилиндрической части корпуса 41, на утолщении, при-
варены задний опорный бугель 49 и второй такелажно-пусковой
бугель 20, а также имеется резьба для установки соплового блока
и отверстия для стыковки корпуса двигателя с отсеком № 5. Вдоль
корпуса с двух сторон приклеены скобы 48 для крепления волно-
водов.
С внутренней стороны цилиндрическая часть корпуса двигателя
защищена комплексом теплозащитных покрытий: по всей длине
нанесен теплозащитный слой 6 и вклеены бумалитовые вставки 5
и 7. Наиболее теплонапряженная хвостовая часть защищена допол-
нительно бумалитовой трубой 8. Четыре деревянные рейки 9, при-
клеенные к бумалитовой трубе 8, служат для фиксации разгонного
заряда в корпусе двигателя.
На наружной цилиндрической поверхности соплового блока 13
нарезана резьба для завинчивания его в цилиндрическую часть
корпуса и резьба для навинчивания заглушки 17, состоящей из
диафрагмы 16 и гайки 14.
От чрезмерного нагрева при сгорании топлива сопловой блок
защищен чашей 11, изготовленной из теплостойкого материала. К
чаше с помощью клея и винтов крепится решетка 10, выполненная
из теплостойкой пластмассы. Решетка служит опорой разгонного
заряда при эксплуатации и работе двигательной установки. С вну-
тренней стороны на раструб соплового блока нанесено теплозащит-
ное покрытие 13 и установлен вкладыш 12 из графита. На задний
торец сопла приклеивается герметизирующая резиновая проклад-
ка 15. В сопловой блок устанавливается вкладыш 18 в сборе, обра-
зующий критическое сечение сопла.
Вкладыш 18 в сборе состоит из графитового вкладыша 50,
пластмассовой обоймы 51, двух уплотнительных резиновых ко-
лец 52 и стопорного кольца 53. Вкладыш устанавливается в со-
пловой блок на смазке со стороны переднего торца корпуса двига-
теля при вывернутом переднем днище и крепится от выпадания
стопорным кольцом 53. На наружной цилиндрической поверхности
переднего днища 31 имеется резьба и посадочный буртик, с помо-
щью которого днище при установке центрируется относительно пе-
реднего шпангоута цилиндрической части корпуса. Для завинчива-
ния днища на торце его имеются четыре выступа 35. Штуцер 36,
приваренный к центральной части днища, предназначен для за-
крепления на нем специального приспособления, служащего для
завинчивания днища.
Два патрубка 34, приваренные к переднему днищу, предназна-
чены для установки пиропатронов УДП2-3, сигнализатора давле-
ния и сигнализатора спада давления. Для защиты днища от воз-
действия высокой температуры газов на внутреннюю его поверх-
ность приклеены теплозащитная бумалитовая чаша 38 и пласт-
массовый колпачок 37. С внешней стороны на днище приклеена
плата 33 с бобышками, на которых крепятся детали бортового обо-
рудования. От самопроизвольного отвинчивания днище 31 фикси-
руется стопорной шайбой 26, поджимаемой торцем приборного от-
сека при стыковке его с корпусом двигателя.
Маршевый заряд 23 удерживается от осевых перемещений в
корпусе двигателя с помощью диска 2-1, приклеенного к передне-
му торцу маршевого заряда, упора 3 и гайки 1. Диск 21 врезается
своим кольцевым выступом в резиновую прокладку 4, обеспечивая
застойную зону между маршевым зарядом и корпусом при работе
двигательной установки.
Разгонный заряд 21 фиксируется от радиальных перемещений
деревянными рейками 9, а от продольных перемещении — решет-
кой 10 и резиновыми упорами 22, наклеенными на задний торец
маршевого заряда.
Воспламенитель 43, установленный в футляр 12 и поджатый
крышкой 44, крепится винтами 25 па диске 24 маршевого заряда.
2.2.3. Заряд твердого топлива и воспламеняющие средства
Разгонный и маршевый заряды изготавливаются вз смссевого
твердого топлива и имеют форму цилиндра с внутренним каналом.
Передний и задний торцы разгонного заряда бронированы термо-
стойким составом. Для получения требуемого закона изменения тя-
ги двигателя в хвостовой части маршевого заряда имеются четыре
прорези с двумя отверстиями в плоскости каждой прорези. На-
ружная поверхность и передний торец маршевого заряда брониро-
ваны термостойким составом.
Воспламенитель представляет собой навеску крупнозернистого
дымного пороха 46, заключенную в герметичный алюминиевый
футляр 47 кольцевой формы. Отверстие для засыпки пороха за-
клеено тканью и для герметичности пропитано лаком. На футляр
воспламенителя наклеены три амортизирующих резиновых суха-
ря 45, которые поджимаются при установке воспламенителя в дер-
жатель (футляр 42 и крышка 44).
Пиропатрон 32 предназначен для зажигания воспламенителя.
Он состоит из корпуса 29, донышка 27, навески пиротехнического
состава 28, разъема для присоединения ПЗУ и электрозапала 30,
выполненного в виде мостика накаливания.
2.2.4. Работа двигательной установки
Работа двигательной установки начинается с момента подачи
электрического тока напряжением 27 В на мостик накаливания пи-
ропатронов. Мостик накаливания мгновенно накаляется, в резуль-
тате чего воспламеняется пиротехнический состав 28. Образующиеся
газы прорывают донышко 27 и через канал патрубка 34 направля-
ются на футляр 47 воспламенителя, пробивают его и поджигают на-
веску пороха 46. В двигательной установке резко поднимается тем-
пература и давление газов, маршевый и разгонный заряды воспла-
меняются. Горение разгонного заряда происходит по внутреннему
каналу и боковой поверхности. Горение маршевого заряда происхо-
дит по внутреннему каналу, заднему торцу, прорезям и отверстиям.
Образующиеся при горении топлива газы выбивают диафрагму 16
заглушки 17 и, истекая со сверхзвуковой скоростью из сопла, соз-
дают реактивную силу — тягу двигателя. Под действием тяги дви-
гателя ракета стартует с ПУ и совершает полет.
9M33M3.0000 JO--)
2.3. БОРТОВАЯ АППАРАТУРА РАДИОУПРАВЛЕНИЯ И
РАДИОВИЗИРОВАНИЯ
2.3.1. Состав, общие сведения и принцип действия
Аппаратура РУ и В ракеты обеспечивает:
прием одиночных высокочастотных импульсов «Запроса», пре-
образование их в видеосигналы, усиление видеосигналов и форми-
рование высокочастотных импульсов «Ответа»;
прием групп высокочастотных импульсов кодов команд управ-
ления полетом К1 и К2, преобразование их в видеосигналы, уси-
ление видеосигналов, дешифрование и формирование напряжений
команд для передачи на блок управления АП;
прием групп высокочастотных импульсов кодов разовых команд
КЗ и К4, преобразование их в видеосигналы, усиление, дешифро-
вание, формирование и выдачу этих команд в виде постоянных на-
пряжений на РВ;
выдачу пулевых команд управления на автопилот при пропа-
дании команд управления KI, К2 или «Такта».
Для выполнения перечисленных функций служат следующие
блоки, входящие в состав аппаратуры РУ и В;
приемная антенно-волноводная система — блок ОБ-2Е-2;
приемник — блок ОБ-ЗБ;
блок выработки команд (дешифратор) — блок ОБ-4Б;
ответчик — блок 0Б-5АМ;
передающая антенно-волноводиая система — блок ОБ-2Е-1;
два усилителя постоянного тока (УПТ) — блоки ОБ-8М.
Сигнал, передаваемый СПК на вход аппаратуры РУ и В (на
рис. 11 показан условно в импульсной последовательности), вклю-
чает в себя кодовую комбинацию начала тактового интервала
«Т», команды управления полетом KI, К2, разовые команды КЗ,
К4 и импульсы «Запроса».
Команды KI, К2, КЗ и К4 передаются в виде кодовых комби-
наций расстановок импульсов. Передача уровней команд управле-
ния К1 и К2 осуществляется фазо-импульсным методом. Величина
уровня команд KI, К2 определяется положением кодовых комби-
наций команды в неизменном тактовом (временном) интервале.
Этот интервал определяется расстоянием между двумя соседними
кодовыми комбинациями начала тактового интервала «Т». Час-
тота передачи команд KI, К2 равна частоте следования кодовых
комбинаций такта Ft .
Команды KI, К2 передаются в течение всего времени управляе-
мого полета ракеты.
Разовая команда КЗ передается с частотой п/ Ft (п/ — целое
число) за время передачи двух тактовых интервалов при полете
ракеты к цели.
Разовая команда К4 является резервной командой.
Одиночные импульсы «Запроса» передаются непрерывно с час-
тотой следования п/ Ft .
Высокочастотные сигналы СПК поступают через эфир на при-
емную антенно-волноводную систему (АВС) аппаратуры РУ и В.
Антенна (блок ОБ-2Е-2) расположена в хвостовой части ракеты.
Диаграмма направленности антенн имеет ширину, необходимую
для обеспечения надежного приема сигналов СПК при всех поло-
жениях ракеты в полете. Поляризация приемной антенны — кру-
говая.
В соединительном волноводе блока ОБ-2Е-2
фильтр с полосой пропускания, обеспечивающий
вмонтирован
прохождение.
всех литерных частот ( Н1\. Все другие частоты, находящиеся за
полосой пропускания, ослабляются фильтром.
Далее сигнал поступает на детекторный приемник прямого
усиления — блок ОБ-ЗБ (функциональная схема аппаратуры ра-
диоуправления и радиовизирования 9Б57М приведена на рис. 12).
Высокочастотная часть приемника состоит из сбросовою аттенюа-
тора, У-циркулятора, высокочастотного фильтра с механизмом пе-
рестройки и детектором, устанавливаемого на одну из литерных
частот СПК.
Сбросовый аттенюатор защищает кристаллический детектор
блока ОБ-ЗБ от большой мощности принимаемого высокочастотно-
го сигнала при нахождении ракеты на ПУ, вблизи ПУ и в усло-
виях хранения, а У-циркулятор обеспечивает высокочастотную раз-
вязку между антенным трактом и высокочастотным фильтром.
Для обеспечения постоянства амплитуды входного сигнала при-
емника при изменении величины входного сигнала введена схема
автоматической регулировки усиления (АРУ).
Сигнал с выхода приемника поступает на блок выработки
команд ОБ-1Б, в котором формируются напряжения команд КС
К2, КЗ, К4 импульсы запуска ответчика, импульсы строба АРУ, а
также вырабатываются команды для коммутации входов блоков
ОБ-8М и автопилота.
Со схем формирования команд 1\1, 1\2 блока ОБ--1Б биполяр-
ные импульсы напряжений (каждый по своему каналу) поступают
на усилители постоянного тока — блоки ОБ-8М и на схему отклю-
чения АП.
Со схем формирования команд КЗ, 1\4 снимаются напряжения,
которые вырабатываются при прохождении определенного числа
кодовых комбинаций этих команд. Эти напряжения управляют ис-
полнительными реле, с помощью которых на РВ выдаются постоян-
ные напряжения.
Схема формирования импульсов запуска ответчика предназна-
чена для формирования и передачи импульса запуска в ответчик
(блок ОБ-5АМ).
Схема формирования импульсов строба АРУ выдает импуль-
сы, обеспечивающие работу схемы АРУ по импульсам запроса и
первым импульсам кодовых групп.
Схема отключения автопилота выполняет функцию коммута-
тора входов АП и блоков 0Б-8М. При пропадании команд KI, К2,
«Такта» или импульсов их кодовой комбинации эта схема отклю-
чает входы блоков ОБ-8ЛА и соединяет входы АП с корпусом ра-
кеты .
Блок ОБ-8М. служит для преобразования прямоугольных им-
пульсов напряжений команд KI, К2 в постоянные напряжения,
соответствующие определенному уровню команд 1\1,Кп.Блок
ОБ-8М выполнен по схеме: модулятор — усилитель низкой часто-
ты — демодулятор — усилитель постоянного тока.
В блок ОБ-5АМ входят: подмодулятор, модулятор, высокочас-
тотный генератор и источник питания. Подмодулятор является уси-
лительным каскадом сигналов запуска модулятора, который обес-
печивает формирование высоковольтного импульса для питания
магнетрона.
Передающая АВС (блок ОБ-2Е-1) предназначена для излуче-
ния в пространство высокочастотных импульсов «Ответа». Блок
ОБ-2Е-1 состоит из антенны, соединительного волновода и атте-
нюатора развязки, который служит для защиты магнетронного
генератора блока ОБ-5ААА от влияния изменения нагрузки на его
частоту. Поляризация антенны блока ОБ-2Е-1 — круговая.
Для повышения помехозащищенности систем, обеспечения од-
новременного управления двумя ракетами с одного комплекса, а
также для исключения взаимного влияния при работе ряда ком-
плексов в аппаратуре РУ и В предусмотрена работа на различ-
ных литерах (фиксированных несущих частотах СПК) и различ-
ных кодовых комбинациях команд. Установка на одну из фикси-
рованных несущих частот СПК и переход с одной кодовой комби-
нации на другую в аппаратуре РУ и В осуществляется вручную
специальным ключом.
2.3.2. Конструкция и принцип действия основных
блоков аппаратуры РУ и В
Блок ОБ-2Е-2 представляет собой изогнутый прямоугольный
волновод с согласующим трансформатором 2 (см. рис. 12), поло-
совым фильтром 3 и установленной на одном конце антенной с
поляризатором 1.
На другом конце волновода имеется фланец для подсоедине-
ния к аттенюатору 4. Полосовой фильтр 3 представляет собой
прямоугольный волновод с фланцами, внутри которого парал-
лельно его поперечному сечению размещены 12 алюминиевых шты-
рей, образующих резонансные контуры. Антенна блока ОБ-2Е-2 —
рупорная с круглым раскрывом.
Применение круговой поляризации позволяет принимать о г
СПК, имеющей линейную поляризацию, сигналы без значительных
потерь мощности при вращении ракеты относительно продольной
оси.
Блок ОБ-ЗБ состоит из входных устройств, видеоусилителя и
схемы АРУ. Входными устройствами являются сбросовый аттенюа-
тор 4, У-циркулятор и фильтр высокой частоты, совмещенный с
детекторной секцией 5.
Сбросовый аттенюатор представляет собой отрезок волновода,
имеющий плавное сужение в средней части. Перемещение штока в
канале волновода производится при помощи электромагнита и пру-
жины. При подаче постоянного напряжения на электромагнит
шток, сжимая пружину, втягивается в катушку. При отсутствии
напряжения на электромагните шток под действием пружины вхо-
дит в канал волновода.
Ферритовый У-циркулятор используется в качестве развязываю-
щего устройства, обеспечивая стабильность характеристик фильтра
с детектором при изменении параметров АВС
Фильтр высокой частоты выполняет роль преселектора. С по-
мощью механизма переключения фильтр может быть установлен
вручную на любую из литерных частот, при этом автоматически
переключаются контакты микропереключателя, к которому под-
ключена линия задержки блока ОБ-4Б. Высокочастотный фильтр
выполнен в виде объемного резонатора. Полоса пропускания
фильтра выбрана, исходя из допустимых нестабильностей частоты
СПК, погрешностей приборов при настройке, спектра принимаемо-
го сигнала и нестабильности самого фильтра. Детекторная секция
выполнена с учетом согласования кристаллического детектора с
трактом во всем диапазоне рабочих частот. Для увеличения чув-
ствительности и стабильности работы на высокочастотный диод
подается постоянное напряжение смещения.
(Видеоусилитель 6 собран на шести полупроводниковых прибо-
рах по схеме с общим эмиттером и резистивно-емкостными связя-
ми для сигнала и по схеме с общей базой для питания. Это по-
зволяет получить необходимый коэффициент усиления и обеспе-
нить стабильность параметров в условиях эксплуатации. При такой
схеме включения питание усилителя производи гея от двух стаби-
лизированных источников, находящихся в блоке ОБ-ЗБ. Первые че-
тыре каскада выполнены по идентичной схеме и охвачены АРУ.
Для расширения полосы пропускания видеоусилителя в выходном
каскаде применена частотно-зависимая отрицательная обратная
связь.
Схема автоматической регулировки усиления работает по прин-
ципу усиленно-задержанной АРУ и предназначена для поддержа-
ния выходного сигнала на определенном уровне при изменении
мощности принимаемого сигнала. Она состоит из линии задержки
(ЛЗ) 7, селекторного каскада 8, схемы задержки АРУ 9, интегра-
тора с пиковым детектором 10, усилителя мощности I 1 и шунти-
рующего каскада 12.
Линия задержки 7 служит для задержки входных видеоимпуль-
сов, поступающих с видеоусилителя, и обеспечивает совмещение во
времени первых видеоимпульсов кодовых комбинаций и импульсов
запроса со стробом АРУ, формируемым в блоке ОБ-4Б. Опа выпол-
нена в виде малогабаритной искусственной индуктивно-емкостной
линии задержки, с которой все видеоимпульсы сигнала поступают
на селекторный каскад 8.
Селекторный каскад 8 обеспечивает выделение первых видеоим-
пульсов кодовых комбинаций, а также видеоимпульсов «Запроса».
Он выполнен по диодной схеме совпадения (схема «И») с двумя
входами. На первый вход поступают видеоимпульсы сигнала, за-
держанные линией задержки 7, а на второй вход — видеоимпульсы
строба АРУ с блока ОБ-4Б.
Схема задержки АРУ 9 предназначена для обеспечения на-
чального уровня выходного напряжения АРУ и задержки работы
схемы при малых значениях мощности радиоимпульсов на входе
ОБ-2Е-2. Она выполнена по схеме диодного ограничителя снизу.
Отселектированные первые видеоимпульсы кодовых комбина-
ций и видеоимпульсы «Запроса» далее поступают на интегратор
10, интегрируются на резисторно-емкостных элементах и усили-
ваются однокаскадным видеоусилителем с резисторно-емкостными
связями, собранным по схеме с общим эмиттером. Постоянная со-
ставляющая усиленных п растянутых видеоимпульсов поступает
на усилитель мощности, и величина ее зависит от амплитуды ви-
деоимпульсов на входе видеоусилителя 6, а следовательно, и мощ-
ности радиоимпульсов на входе блока ОБ-2Е-2.
Усилитель мощности И служит для согласования регулируемых
первых трех каскадов видеоусилителя 6 и шунтирующего каска-
да 12 со схемой АРУ. Он выполнен по схеме двух последовательно
включенных эмиттерных повторителей, собранных на транзисторах
средней мощности. Это позволяет получить необходимый коэффи-
циент усиления по току и достаточно большое входное сопротивле-
ние. С выхода усилителя мощности 11 управляющее напряжение
подается на регулируемые каскады видеоусилителя 6 и шунтирую-
щий каскад 12, обеспечивая необходимую регулировку усиления
видеоусилителя.
Шунтирующий каскад 12 предназначен для шунтирования вхо-
да видеоусилителя 6 при большой импульсной мощности на входе
блока ОБ-ЗБ. Он выполнен в виде однокаскадного усилителя по-
стоянного тока по схеме с общим эмиттером. В цепи эммитера
включен низкочастотный полупроводниковый диод, внутреннее пря-
мое сопротивление которого изменяет свое значение в зависимости
от величины амплитуды импульсов на входе блока ОБ-ЗБ. Изме-
нение значения внутреннего сопротивления диода обеспечивает осу-
ществление различной степени шунтирования входа видеоусили-
теля 6.
Блок ОБ-4Б предназначен для селекции команд I\l, К2, КЗ, К4
и «Такта» из импульсной последовательности сигнала, передавае-
мого СПК, дешифрования команд, а также для формирования на-
пряжений команд, импульсов строба АРУ, импульсов запуска от-
ветчика и напряжений для коммутации входов блока ОБ-8М и ав-
топилота. Все элементы блока выработки команд, кроме делителей
постоянного напряжения 27 В и реле 36, 40, размещены на платах
из стеклотекстолита. Электромонтаж блока ОБ-4Б, как и всех элек-
тронных блоков аппаратуры РУ и В, выполнен печатным способом.
Для повышения механической прочности платы залиты пеноплас-
том с внешним армированием стеклотканью.
Вся схема блока ОБ-4Б может быть условно разделена на 3 ка-
нала:
канал селекции и дешифрования сигналов команд;
канал формирования напряжений команд управления;
канал формирования видеоимпульсов строба АРУ и запуска
ответчика.
Канал селекции сигналов команд включает амплитудный се-
лектор 13, видеоусилитель 14, схему формирования импульсов 15,
линии задержки 16, 18, 20, 22, селекторы импульсов команд 24, 25,
26, 27, 28.
Амплитудный селектор предназначен для исключения мешаю-
щих сигналов и собственных шумов приемника, когда амплитуда
их не превышает установленный порог ограничения. Он выполнен
по схеме диодного амплитудного ограничителя снизу. Ограничен-
ные амплитудным селектором .входные видеоимпульсы положитель-
ной полярности поступают на видеоусилитель 14.
Видеоусилитель в этом канале служит для усиления импульсов
по амплитуде и мощности, выполнен по схеме однокаскадного
транзисторного видеоусилителя с резистивно-емкостными связями
и общим эмиттером и работает в ключевом режиме. Усиленные
импульсы отрицательной полярности поступают на первую схему
формирования 15.
Схемы формирования импульсов 15, 17, 19, 21, 23 предназначе-
ны для формирования импульсов необходимой амплитуды, дли-
тельности, формы и обеспечивают надежную работу канала фор-
мирования команд, капала формирования импульсов строба АРУ и
запуска ответчика. Каждая схема состоит из эмиттерного повтори-
теля, запускающего каскада и ждущего блокинг-генератора. Такая
схема позволяет получать требуемые значения формы, амплитуды
и длительности выходных импульсов, а также работать на низкое
входное сопротивление линий задержки. Для увеличения быстро-
действия в схемах формирования импульсов используется парал-
лельный способ запуска ждущего блокинг-генератора, собранного
на транзисторе по схеме с общим эмиттером и коллекторно-базовой
обратной связью через обмотку импульсного трансформатора.
Линия задержки служит для задержки видеоимпульсов отрица-
тельной полярности во времени. Учитывая коэффициент затухания
и искажения формы импульсов в линии (увеличение длительности
фронтов импульсов), вся ЛЗ разбита на четыре участка ti, тг, ?з, V-i,
в промежутках между которыми установлены схемы формирования
импульсов 17, 19, 21, 23. Таким образом, амплитуда и форма им-
пульсов на всех отводах ЛЗ оказываются в значительной степени
выравненными. С соответствующих отводов линии задержки, опре-
деляемых расстановкой импульсов в коде, видеоимпульсы команд
KI, К2, КЗ, К4 и «Такта» отрицательной полярности поступают
на входы селекторов 24, 25, 26, 27, 28.
При установке литерных частот для приема команд, переда-
ваемых кодом I канала или кодом II канала, производится пере-
ключение ЛЗ микропереключателем.
Селекторы импульсов команд и «Такта» служат для формиро-
вания видеоимпульсов положительной полярности для запуска
схем формирования команд. Каждый селектор состоит из диодной
схемы совпадений (схемы «И»), видеоусилителя, работающего в
ключевом режиме, и эмиттерного повторителя. Па каждый вход се-
лектора поступает вся импульсная последовательность сигнала.
При совпадении во времени на всех входах селектора импульсов
кодовой комбинации соответствующей команды на его выходе по-
является положительный импульс. С выходов селекторов положи-
тельные импульсы поступают па входы схем формирования напря-
жений команд.
Канал формирования напряжений команд управления включает
в себя:
схему формирования напряжения команды Ki;
схему формирования напряжений команды К2;
схему формирования команды КЗ;
схему формирования команды К4;
схему отключения автопилота.
Схема формирования напряжений команды К.1 состоит из фор-
мирующего каскада 29 (триггера) н ключевого каскада 30. Запуск
триггера (переход из одного устойчивого положения в другое) осу-
ществляется положительными импульсами с выходов селекторов 27
и 28. Схема триггера выполнена на двух транзисторах и пред-
ставляет собой схему с коллекторно-базовыми связями и смеще-
нием от отдельного источника питания. Длительность выходных
импульсов триггера определяется временным расположением им-
пульсов команды К1 относительно импульсов «Такта». Прямо-
угольные импульсы отрицательной полярности с выхода триггера
управляют транзисторным ключевым каскадом, коммутирующим
постоянные напряжения +7,5 В и минус 7,5 В.
Напряжения +7,5 В и минус 7,5 В получаются из питающего
аппаратуру РУ и В постоянного напряжения 27 В путем деления
его резисторным делителем напряжения 62 с заземленной средней
точкой.
В результате коммутации напряжений +7,5 В и минус 7,5 В на
выходе ключевого каскада появляются прямоугольные импульсы
напряжений, длительность перепадов которых пропорциональна
величине соответствующей команды, а амплитуда близка к напря-
жению ±7,5 В. Эти прямоугольные импульсы поступают на блок
ОБ-8М.
Схема формирования напряжения команды К2 состоит из фор-
мирующего каскада 31 и ключевого каскада 32. Она аналогична
схеме формирования напряжения команды К1. Запуск форми-
рующего каскада осуществляется положительными импульсами с
выходов селекторов 26 и 28.
Схема формирования команды КЗ обеспечивает управление ис-
полнительным реле 36, через контакты которого постоянное напря-
жение команды поступает на радиовзрыватель, осуществляя его
взведение. Схема состоит из формирующего каскада 33, видеоуси-
лителя с интегратором 34, двухкаскадного усилителя постоянного
тока 35 и исполнительного реле 36. Положительные импульсы с
выхода селектора 25 запускают формирующий каскад 33 (расши-
ритель импульсов), который выполнен по схеме ждущего мульти-
вибратора на двух транзисторах с коллекторно-базовыми связями
и внешним смещением. С выхода ждущего мультивибратора отри-
цательные импульсы через согласующий эмиттерный повторитель
поступают на однокаскадный видеоусилитель 34, выполненный на
транзисторе, включенном по схеме с общим эмиттером и резистив-
но-емкостными связями. Нагрузкой видеоусилителя является ре-
зистивно-емкостной интегратор. При поступлении сигналов коман-
ды КЗ напряжение на выходе интегратора постепенно нарастает
и достигает порогового значения (пробой кремниевого стабилитро-
на) только после прохождения 5—6 сигналов команды, передавае-
мых кодовыми комбинациями на аппаратуру РУ и В. Выходное
напряжение положительной полярности с интегратора поступает
на предварительный и далее на выходной усилитель постоянного
тока 35, нагрузкой которого является исполнительное реле 36
команды КЗ.
Схема формирования напряжения команды К4 аналогична схе-
ме формирования напряжения команды КЗ и состоит из формирую-
щего каскада 37, видеоусилителя с интегратором 38, двухкаскад-
ного усилителя постоянного тока 39 и исполнительного реле 40.
Запуск формирующего каскада 37 осуществляется положительны-
ми импульсами с выхода селектора 24. Схема отключения автопи-
лота предназначена для коммутации входа и выхода блока ОБ-8М
при пропадании радиоимпульсов кодовых комбинаций команд К1,
К2 и «Такта». Она состоит из схемы двойных совпадений 41, фор-
мирующего каскада 42, видеоусилителя с интегратором 43, двух-
каскадного усилителя постоянного тока и исполнительного реле 45.
Положительные импульсы с ключевых каскадов 30, 32 схем фор-
мирования напряжений команд KI, К2 дифференцируются и по-
даются на входы схемы двойных совпадений, выполненной на двух’
транзисторах по логической схеме «ИЛИ». При наличии импульсов
на обоих входах схемы двойных совпадений на ее выходе появля-
ются отрицательные импульсы, поступающие на формирующий кас-
кад 42. Далее работа схемы отключения автопилота аналогична ра-
боте схемы формирования команды КЗ. С помощью исполнитель-
ного реле 45 через схемы коммутации блоков ОБ-8М производится
отключение автопилота.
При пропадании импульсов «Такта» или любой другой коман-
ды управления KI, К2 выходные напряжения блока ОБ-8М
(Команды Ki и К 1) будут отключены от автопилота. Постоянная
времени разряда конденсатора в интеграторе 43 подбирается таким
образом, что отключение автопилота происходит только при пропа-
дании сигналов команд на время, превышающее 2—5 тактовых ин-
тервалов.
Канал формирования импульсов строба АРУ и импульсов за-
пуска ответчика обеспечивает формирование импульсов необходи-
мой амплитуды, длительности и формы для стробирования схемы
АРУ блока ОБ-ЗБ и запуска блока ОБ-5АМ. Он состоит из схемы
формирования импульсов строба АРУ и схемы формирования им-
пульсов запуска ответчика 50 с усилителем мощности 51.
Схема формирования импульсов строба АРУ включает: эмиттер-
ный повторитель 46, запускающий каскад 47, ждущий блокинг-гене-
ратор 48 и ждущий мультивибратор 49. Запуск схемы осуществляет-
ся импульсами «Запроса» и первыми импульсами кодовых комбина-
ций команд К1—К4 и «Такта» отрицательной полярности с выхода
ждущего блокинг-генератора схемы формирования импульсов ко-
да 15. Работа и исполнение эмиттерного повторителя 46, запускаю-
щего каскада 47 и ждущего блокинг-генератора 48 аналогичны
соответствующим элементам схем формирования импульсов кода.
Положительные видеоимпульсы с выхода ждущего блокинг-ге-
нератора 48 поступают на селекторный каскад 8 схемы АРУ блока
ОБ-ЗБ и на запуск ждущего мультивибратора 49, с выхода кото-
рого импульсы отрицательной полярности поступают на эмиттер-
ный повторитель 46. Эти отрицательные импульсы с ждущего
мультивибратора 49 запирают эмиттерный повторитель 46, благо-
даря чему нс происходит запуск ждущего блокинг-генератора 18
последующими видеоимпульсами кодовых комбинаций команд
К1—К4 и «Такта».
Схема формирования импульсов запуска ответчика 50 аналогич-
на схеме формирования импульсов строба АРУ. Запуск схемы про-
изводится импульсами «Запроса» и первыми импульсами «Такта»
и команд 1\1—К! отрицательной полярности с отвода линии за-
держки 16. Импульсы положительной полярности с выхода бло-
кинг-генератора схемы формирования импульсов запуска ответчи-
ка 50 поступают на усилитель мощности 51, который представляет
собой блокинг-генератор, собранный на мощном германиевом тран-
зисторе по схеме с общей базой и коллекторно-эмиттерной связью.
В усилителе мощности формируются импульсы запуска ответчика
положительной полярности с амплитудой порядка 20 В. Частота
следования импульсов запуска ответчика равна частоте следова-
ния импульсов «Запроса». С выхода блокинг-генератора (усилите-
ля мощности) импульсы запуска ответчика подаются в блок
ОБ-5АМ.
Для исключения сбоев в работе блока ОБ-45 во время форми-
рования и излучения блоком ОБ-5АМ сигнала «Ответа» па схему
видеоусилителя 14 через отдельный каскад 61 подается сигнал «за-
прета» с блокинг-генератора схемы формирования импульсов за-
пуска ответчика 50.
Блоки ОБ-8М. предназначены для выделения постоянной со-
ставляющей команд К1 и 1\2, поступающих с выхода блока ОБ-4Б
в виде последовательности двуполярных прямоугольных импульсов
постоянной амплитуды, частота которых равна частоте следования
команд, а скважность пропорциональна величине команды. Блок
ОБ-8М сглаживает до заданного уровня напряжение тактовой час-
тоты, с которой следуют команды, выделяет и усиливает по напря-
жению и мощности постоянную составляющую выходного напря-
жения блока ОБ-4Б, обеспечивая работу на двухтактный низкоом-
ный вход автопилота. Каждый блок ОБ-8М имеет один канал уси-
ления команды, состоящий из двух операционных усилителей
У1 и У2, построенных па усилителях постоянного тока. Усилитель
У1 охвачен глубокой отрицательной обратной связью Zoc для обес-
печения необходимой передаточной функции с коэффициентом пе-
редачи больше единицы. С выхода усилителя У1 напряжение по-
ступает па один из входов автопилота и на вход копирующего уси-
лителя У2, коэффициент усиления которого равен единице.
Схема усилителя У2 аналогична схеме усилителя Уь
Усилитель У2 предназначен для изменения знака выходного
сигнала усилителя Уь и таким образом обеспечивается работа бло-
ка ОБ-8М на двухтактную низкоомную нагрузку.
Для уменьшения погрешностей операционных усилителей по-
стоянного тока, вызванных дрейфом пуля (самопроизвольное изме-
нение выходного напряжения с течением времени из-за изменения
питающих напряжений и внешних условий), усилители блока
ОБ-8М выполнены по схеме модулятор—усилитель низкой часто-
ты — демодулятор — усилитель постоянного тока. Блоки ОБ-8М
выполнены на полупроводниковых приборах с печатным монта-
жом.
Блок ОБ-5АМ предназначен для генерирования радиоимпуль-
сов ответа и состоит из подмодулятора 52, модулятора 53, высоко-
частотного генератора 54, источника питания 55.
Подмодулятор, собранный на электровакуумном двойном трио-
де, предназначен для уменьшения влияния ответчика на блок
ОБ-4Б (первый каскад усилителя работает без сеточных токов).
Левая половина двойного триода работает в режиме усиления,
правая — в режиме заторможенного блокинг-гснсратора, выходные
положительные импульсы которого поступают на запуск импульсно-
го модулятора.
Модулятор предназначен для формирования импульсов отрица-
тельной полярности необходимой длительности, амплитуды и мощ-
ности для запуска высокочастотного генератора. Он выполнен по
схеме ждущего блокинг-генератора на мощной электровакуумной
лампе-пентоде. Нагрузкой импульсного модулятора является высо-
кочастотный генератор, который преобразует выходные импульсы
модулятора в радиоимпульсы «Ответа».
В качестве высокочастотного генератора 54 в ответчике исполь-
зуется низковольтный магнетрон пакетированной конструкции. На-
грузкой магнетрона является антенно-волноводная система (блок
ОБ-2Е-1).
Для питания анодных и экранной цепей подмодулятора и моду-
лятора применены два выпрямителя (источник питания 55), вы-
полненные на повышающих трансформаторах по однополупериод-
ной и мостовой схемам. Для сглаживания пульсаций используют-
ся П-образный фильтр для однополупериодной, и емкостной — для
мостовой схемы выпрямителя, которые обеспечивают допустимые
пульсации выпрямленного напряжения при требуемых токах на-
грузки. Для питания цепи накала магнетрона используется высоко-
потенциальный трансформатор.
Блок ОБ-2Е-1 представляет собой высокочастотное устройство,
предназначенное для канализации и излучения высокочастотных
сигналов ответчика. Блок ОБ-2Е-1 состоит из антенны с поляриза-
тором 58, согласующего трансформатора 57, фиксированного атте-
нюатора 56, соединительного прямоугольного волновода и по своей
конструкции в основном аналогичен блоку ОБ-2Е-2. Различаются
они длиной волноводного тракта, некоторыми размерами антенны
и согласующих трансформаторов, а также наличием в блоке
ОБ-2Е-1 поглощающих пластин в канале волновода и отсутст-
вием полосового фильтра. Поглощающие пластины (аттенюатор
развязки) вклеены на входе АВС для защиты магнетрона блока
ОБ-5АМ от влияния изменения нагрузки в блоке ОБ-2Е-1. Разли-
чие антенн и согласующих трансформаторов обусловлено задан-
ными диапазонами частот для приемной и передающей антенно-
волноводных систем.
2.3.3. Работа аппаратуры РУ и В во время предстартовой
подготовки и полета ракеты
При подготовке ракеты к пуску, во время включения боевого
режима, на аппаратуру РУ и В от наземного источника питания
подаются через электросистему ракеты нормальные питающие на-
пряжения для питания блоков ОБ-ЗБ, ОБ-4Б, 0Б-8М и форсажные
(повышенные) напряжения переменного тока для накала подмоду-
лятора, модулятора и магнетрона блока ОБ-5АМ, обеспечивающие
заданное время готовности. По истечении времени подачи форсаж-
ных напряжений все питание аппаратуры РУ и В переключается
стартовой автоматикой на нормальное и подается команда «Вклю-
чение ответчика». По этой команде, подаваемой в виде постоянно-
го напряжения 27 В, схемы коммутации аппаратуры РУ и В обес-
печивают подключение и подачу высокого напряжения на подмоду-
лятор и модулятор блока ОБ-5АМ.
При .пуске ракеты, после выхода бортового блока питания 9Б132
на режим, со стартовой автоматики подается команда «Переход на
БП», по которой осуществляется переход с наземного источника
питания на бортовой, производится блокировка реле, коммутирую-
щего высокое напряжение, в блоке ОБ-5АМ, и подготавливаются к
работе исполнительные реле в схемах формирования напряжения
команд КЗ, К4 блока ОБ-4Б.
После схода ракеты с ПУ на автономном участке полета на ап-
паратуру РУ и Вс СПК поступают команды KI, К2, «Такт» с рас-
становкой импульсов в кодах, отличной от установленной в аппа-
ратуре РУ и В (ложный код). При поступлении команд ложным
кодом в блоке ОБ-4Б вырабатывается команда отключения авто-
пилота и на автопилот подается потенциал корпуса («О»), Таким
образом, автопилот остается отключенным до момента «захвата»
ракеты СВР и подачи на блок 9Б57М команд KI, К2, «Такт» ра-
бочим кодом, который соответствует установленному в аппаратуре
РУ и В.
В полете па расстоянии 20—60 м от ПУ с блока 9Э116Л4 выда-
ется команда «4-27 В к аттенюатору» в виде постоянного напря-
жения 27 В. Это напряжение поступает па электромагнит механиз-
ма вывода аттенюатора, который перемещает шток, открывая вол-
новод.
На всем управляемом участке полета ракеты высокочастотный
сигнал, передаваемый СПК рабочим кодом, поступает на прием-
ную антенно-волноводную систем)/ (блок ОБ-2Е-2) и далее на вход
приемника (блок ОБ-ЗБ). Далее сигнал через У-циркулятор по-
дается на высокочастотный фильтр, настроенный на одну из ли-
терных частот, и поступает на детекторную секцию 5.
Продетектированный высокочастотный сигнал в виде видеоим-
пульсов положительной полярности поступает на вход видеоуси-
лителя 6, с выхода которого вся импульсная последовательность
сигнала поступает на блок ОБ-4Бисхему АРУ 7, 8, 9, 10, 11, 12.
В блоке ОБ-4Б импульсная последовательность сигнала, прохо-
дя через амплитудный селектор 13, выделяется из импульсных по-
мех и собственных шумов приемника, усиливается но амплитуде и
мощности видеоусилителем 14 и в виде импульсов отрицательной
полярности поступает на схему формирования импульсов 15. В
схеме формирования импульсы сигнала, проходя через эмиттерный
повторитель, усилитель и блокинг-генератор, формируются в им-
пульсы напряжения прямоугольной формы и отрицательной поляр-
ности с амплитудой порядка 5 В и длительностью 0,6—0,7 мкс.
Выход ждущего блокинг-генератора нагружен на линию за-
держки 16, 18, 20, 22 с общей длительностью задержки т мкс. При
прохождении линии задержки импульсы суммарного сигнала до-
полнительно нормируются по амплитуде, длительности и форме
схемами формирования импульсов 17, 19, 21, 23. С соответствую-
щих отводов линии задержки, определяемых расстановкой импуль-
сов в кодовых комбинациях команд К1—К4 и «Такта», импульсы
отрицательной полярности поступают на входы селекторов команд
24, 25, 26, 27, 28. Каждый селектор выделяет сигналы соответствую-
щих команд из импульсной последовательности суммарного сигнала
и дешифрует их кодовые комбинации.
Сигналы команд КС К2 через соответствующие схемы форми-
рования напряжений и блоки усилителей постоянного тока 59, 60
поступают на вход автопилота в виде плавно меняющихся напряже-
ний l<i ,Кц. Прохождение команд управления полетом на автопилот
обеспечивается коммутирующими реле, управляемыми схемой от-
ключения автопилота только при наличии одновременно на входе
схемы двойных совпадений 41 напряжений команд 1\1, К2.
Сигналы разовой команды КЗ с выхода селектора через схему
формирования поступают на радиовзрыватель в виде постоянного
напряжения.
Для радиовизирования ракеты в полете в блоке ОБ-4Б из им-
пульсной последовательности суммарного сигнала выделяются им-
пульсы «Запроса», которые производя! запуск блока 0Б-5АМ. Вы-
деление импульсов запроса из всей импульсной последовательности
происходит в схеме формирования импульсов запуска ответчика 50,
на которую суммарный сигнал поступает с линии задержки 16. В схе-
ме формирования 50 из выделенных импульсов «Запроса» и первых
импульсов команд КД—1<4 формируются импульсы запуска ответ-
чика положительной полярности, которые через усилитель мощ-
ности 51 поступают на блок ОБ-5АМ. Сформированные импульсы
ответа поступают на подмодулятор 52 и модулятор 53, который
возбуждает высокочастотный генератор 54. Высокочастотные им-
пульсы через блок ОБ-2Е-1 излучаются в пространство в направ-
лении СВР с частотой следования, равной частоте следования им-
пульсов «Запроса».
2.4. АВТОПИЛОТ
2.4.1. Состав, общие сведения и принцип действия
Автопилот в составе аппаратуры управления полетом ракеты
осуществляет:
управление полетом ракеты по траектории в соответствии с по-
ступающими на него с аппаратуры РУ и В командами КД ,Ки (де-
шифрованные команды KI, К2);
преобразование команд управления из систем координат назем-
ной станции (антенно-пусковой установки в составе БМ) в систему
координат, связанную с ракетой;
стабилизацию ракеты относительно двух взаимно-перпендику-
лярных осей (01, ОН).
В состав автопилота входят: блок управления 9Б387М, два ру-
левых привода 9Б388М и блок питания 9Б389М, которые обеспе-
чивают его функционирование, необходимую точность преобразо-
вания команд управления КД, К2, необходимую точность их выпол-
нения и достаточную устойчивость ракеты относительно центра
масс при ее движении. Управление ракетой и ее стабилизация
относительно центра масс осуществляются с помощью двух пар
аэродинамических рулей, расположенных в двух взаимно перпен-
дикулярных плоскостях управления полетом ракеты.
Автопилот выполнен по двухканальной схеме, каждой паре рулей
соответствует свой рулевой тракт. Первый канал автопилота пред-
назначен для управления движением ракеты в плоскости II—II
(см. рис. 5) и ее .стабилизации относительно оси О1, второй канал
предназначен для управления движением ракеты в плоскости!—1н
ее стабилизации относительно оси ОН. Каждый канал включает
усилитель постоянного тока, рулевой привод, датчик угловой ско-
рости, устройство переключения коэффициента передачи команд и
гироскопический раскладчик команд, который является общим для
первого и второго каналов автопилота.
. В ракете отсутствует канал стабилизации по углу крена, поэто-
му для устранения влияния вращения ракеты относительно про-
дольной оси на траекторию полета необходимо преобразовать
команды управления в зависимости от текущего угла крена. Эти
функции выполняет ГРК.
Принцип управления ракетой, не стабилизированной по крену,
приведен на рис. 13.
9МЗЗМЗ
9M33M3.0000 ТО-Э
В соответствии с принятыми в связанной системе коордииа!
(см. рис. 5) обозначениями углом отклонения руля о| (он ) назы-
вается угол в плоскости II—II (I—I), образуемый рулями, распо-
ложенными в плоскости I (II) каналов. При этом уголг>1 (oil) поло-
жительный, если задняя кромка руля отклонена в сторону отрица-
тельно направленной оси ОН (01).
При старте рули ракеты расположены ио схеме «X» (рис. 13а)
причем ось 01 направлена влево вверх, а ось ОН — вправо вверх.
Управляющая команда с СПК выдается в виде двух составляющих
К1 и К2 основного вектора команд К (после дешифрования —
команды Kl , Кп).
Поскольку в полете ракета может вращаться относительно
своей продольной оси, то векторы команд управления 1\1 и КН,
сохраняющие свое положение в пространстве в течение всего поле-
та, не будут совпадать с текущим положением плоскостей связан-
ной системы координат в которой производится отклонение ру-
лей.
При повороте ракеты относительно продольной оси на угол
крена на этот же угол поворачиваются и оси связанной системы
координат 01, 011. В этом случае для управления ракетой в соот-
ветствии с вектором команды К по каналам управления должны
быть выданы команды Ki и Кг, которые являются проекциями век-
тора К на оси 01 и ОН повернутой связанной системы координат
(см. рис. 13) и могут быть выражены:
Kj=Kl cost+Kii sill7:
К2=—Ki sin^+Kn cos7.
Плоскостями управления команд Ki и Кг являются, соответ-
ственно, плоскости рулей I и II каналов. При угле крена 7 =0 ко-
манде Ki ='Kl соответствует угол отклонения рулей он , команде
Кг = К И соответствует угол отклонения рулей Ф .Таким образом, для
отклонения рулей I канала автопилота необходимо на его вход
подавать команду Кг, а для отклонения рулей II канала — коман-
ду Кь
Пусть
Кп =0, Ki ¥=0, тогда
K^Ki cos7;
-Ki
При v=O,K2=O, Ki = Kl
команда Ki вызывает отклонение рулей
II канала и ракета пойдет влево вверх
(рис. 13г).
При
45°
К>-
Kl Shi45° = -J2-
V2 '
В этом случае отклонение рулей будет в соответствии с рис. 13д
и ракета также пойдет влево вверх.
При 7 = 90°, Ki = O, Кг = —Kl • Этому углу крена соответствует
отклонение рулей только I канала и ракета продолжает лететь
влево вверх в соответствии с командой Ki (рис. 13е).
Таким образом, при любом угле крена управление ракетой осу-
ществляется независимо от ее вращения относительно продольной
оси.
Команды управления, поступающие с ГРК, распределяются
между каналами автопилота так, что на вход усилителя I канала
подается напряжение, соответствующее команде К2, а на вход уси-
лителя II канала — команде Кд. Функциональные связи элементов
автопилота приведены на рис. 14.
Автопилот работает в двух режимах, которые определяются
работой двигательной установки ракеты. Первый режим — полет
ракеты при работающем двигателе. Второй режим — пассивный
участок полета ракеты. На пассивном участке траектории скорость
ракеты уменьшается, а значит, уменьшается эффективность аэро-
динамических рулей, поэтому при спаде давления в двигательной
установке до определенного значения с сигнализатора спада да-
вления подается команда, по которой происходит переключение
коэффициента
передачи каналов автопилота с
град, руля
вольт
на
град, руля
вольт
На входе УПТ команда Кд (К2) суммируется с сигналом
ДУСПк (ДУС1к). Наличие сигнала ДУС обеспечивает быстрое за-
тухание переходных процессов при отработке ракетой команд уп-
равления. С выхода УПТ результирующий сигнал управления с
помощью рулевого привода преобразуется в перемещение рулей
ракеты, вызывающее изменение угла атаки (щ , ап) и перегрузки
(щ и Пл).
2.4.2. Конструкция и принцип действия основных элементов
автопилота
В состав блока управления автопилота 9Б387М входят: гиро-
скопический раскладчик команд, два усилителя постоянного тока,
два датчика угловой скорости и четыре реле для коммутации
цепей.
Гироскопический раскладчик команд предназначен для измере-
ния угла крена ракеты относительно условно-неподвижной систе-
мы координат и преобразования команд, поступающих с аппара-
туры РУ и В, в сигналы с учетом текущего угла крена ракеты.
ГРК представляет собой свободный астатический гироскоп с по-
тенциометрическими датчиками сигналов и электромеханическим
арретиром. Принцип действия прибора основан на свойстве сво-
бодного гироскопа сохранять неизменным положение оси враще-
ния ротора в пространстве.
Датчики угловой скорости предназначены для измерения состав-
ляющих угловой скорости ракеты относительно поперечных осей
ракеты и выработки сигналов в виде напряжений, соответствую-
щих значениям этих составляющих. ДУС представляет собой двух-
степенной гироскоп с ограничением свободы вращения рамки пру-
жинами.
Два датчика угловой скорости расположены в блоке управления
так, что их измерительные оси направлены по осям ракеты 01 и ОН.
Усилитель постоянного тока представляет собой операционный
усилитель с глубокой отрицательной обратной связью и предназна-
чен для формирования управляющего сигнала и усиления его по
мощности. Для обеспечения необходимой точности воспроизведения
передаточной функции усилитель обладает достаточным запасом по
внутреннему коэффициенту усиления, имеет высокое входное сопро-
тивление и хорошие частотную и фазовую характеристики.
Рулевой привод 9Б388М. состоит из силового цилиндра и воз-
душного распределителя.
Силовой цилиндр является исполнительным элементом, переме-
щающим рули ракеты с помощью энергии сжатого воздуха, по-
ступающего в силовой цилиндр через воздушный распределитель.
Силовой цилиндр включает потенциометр обратной связи, с кото-
рого снимается напряжение, соответствующее положению штока
поршня силового цилиндра.
Воздушный распределитель (струйное реле) является пневма-
тическим усилителем, преобразующим электрический сигнал, по-
ступающий с УПТ, в пропорциональный этому сигналу перепад
давлений воздуха в полостях силового цилиндра. Сжатый воздух
из пневмосистемы ракеты, подводимый под давлением к воздуш-
ному распределителю, поступает в сопло, а из него в два прием-
ных отверстия, каждое из которых сообщается с соответствующей
полостью силового цилиндра.'
Сопло жестко соединено с якорем электромагнитного поворот-
ного устройства воздушного распределителя и имеет возможность
поворота на угол ±3' от нейтрального положения. Нейтральным
считается такое положение, когда сопло расположено симметрично
относительно приемных отверстий. При этом устанавливается ра-
венство статических давлений в полостях силового цилиндра. В
случае отклонения сопла от нейтрального положения равенство
давлений в полостях силового цилиндра нарушается, что приводит
к перемещению поршня силового цилиндра.
Сопловой аппарат воздушного распределителя выполнен так,
что при среднем положении сопла его выходное отверстие пере-
крыто перемычкой приемника, а отверстия приемника перекрыты
стенками сопла. Такая конструкция соплового аппарата прибли-
жает его к распределителям золотникового типа и имеет большую
крутизну характеристики воздушного распределителя по давлению.
В воздушном распределителе для управления поворотом сопла
применяется электромагнитное поляризованное поворотное устрой-
ство, которое состоит из двух П-образных магнитопроводов, по-
стоянных магнитов прямоугольной формы, якоря и управляющей
обмотки, связанной с выходом УПТ.
Рулевой привод и УПТ образуют замкнутую следящую систему,
предназначенную для перемещения рулей ракеты в соответствии с
результирующим сигналом управления.
Электромеханическая схема рулевого привода представлена на
рис. 15.
Воздушный распределитель направляет в силовой цилиндр
сжатый воздух в соответстви с величиной и полярностью сигна-
ла, поступающего с УПТ. Поршень силового цилиндра осущест-
вляет перемещение рулей, а с потенциометра обратной связи сни-
мается сигнал в виде напряжения, пропорционального перемеще-
нию штока рулевой машины, который поступает на вход УПТ.
В блок 9Б389М входит блок питания усилителей постоянного
тока, который включает в себя три однофазных трансформатора,
соединенных треугольником, к первичным обмоткам которых под-
водится напряжение питания трехфазной сети 1000 Гц, 22,5 В, а ко
вторичным обмоткам трансформаторов, соединенных звездой, под-
ключены диоды по двухполупериодной схеме выпрямления. Сгла-
живание пульсаций на выходе выпрямителя осуществляется емко-
стными фильтрами. Выпрямленное напряжение обеспечивает пита-
ние УПТ. Кроме того, в состав блока входит реле для переключе-
ния цепей электропитания с наземного источника на бортовой и
трансформатор, предназначенный для повышения напряжения бор-
тового источника питания (блок 9Б132) до величины 3—1000 Гц,
85 В, необходимой для питания гиромоторов ДУС и ГРК.
2.4.3. Работа автопилота при предстартовой подготовке
и во время полета ракеты
При подготовке ракеты к пуску на потенциометр рулевого при-
вода, ДУС и схему ограничения с блока 9Б132 подается постоян-
ное напряжение 27 В, которое создается путем выпрямления пере-
менного напряжения наземного источника питания. Кроме этого,
с момента включения ракеты на боевой режим для питания гиро-
моторов от наземного источника подается в течение 10 с напряже-
ние 3—1000 Гц, 140 В (форсажное напряжение) с последующим
переключением на напряжение 3—1000 Гц, 85 В. Одновременно с
переходом на нормальное питание подается 27 В на обмотки реле
Pl, Р2 (см. рис. 14). Контакты реле Pl, Р2 разрывают цепи сиг-
налов датчиков угловых скоростей.
При подаче воздуха в рулевой привод автопилота во время пус-
ка ракеты рули устанавливаются в нулевое положение. После вы-
хода на режим ОлОха 9Б132 стартовая автоматика выдает одно-
временно команды перехода на бортовое питание и разарретиро-
вание ГРК, после чего питание автопилота осуществляется от бор-
тового источника питания ракеты и происходит подхват разарре-
тирования ГРК.
Через 0,3 с после выхода блока 9Б132 на режим по команде
со стартовой автоматики снимается команда «Разарретирование
ГРК» и производится контроль разарретирования.
Во время схода ракеты от ПУ отключается бортовой разъем и
снимается напряжение с реле Pl, Р2, при этом датчики угловой
скорости подключаются к соответствующим входам УПТ I и II ка-
налов.
Не менее чем через 1,6—2 с после схода ракеты с ПУ аппара-
тура РУ и В начинает выдавать на автопилот команды наведения
ракеты на цель. При этом автопилот осуществляет перемещение
рулей I и II каналов в соответствии с сигналами радиокоманды и
текущего угла крена ракеты. Вместе с этим осуществляется стаби-
лизация ракеты относительно поперечных осей по сигналам датчи-
ков угловой скорости.
В момент перехода на пассивный участок полета с сигнализа-
тора спада давления двигательной установки на автопилот подает-
ся сигнал в виде напряжения +27 В (реле РЗ, Р4), по которому
происходит переключение коэффициента передачи по радио-
команде.
2.5. РАДИОВЗРЫВАТЕЛЬ
2.5.1. Состав и общие сведения об устройстве и принципе
действия РВ
Радиовзрыватель является радиолокационным устройством и в
составе боевого снаряжения ракеты предназначен для неконтакт-
ного подрыва БЧ при сближении ракеты с целью в момент, обес-
печивающий эффективное поражение цели элементами (осколка-
ми) боевой части.
В состав радиовзрывателя входят следующие основные функ-
циональные приборы:
передатчик;
приемная антенная система;
прием но-исполнительное устройство.
9M33M3.0000 TO- -)
В I'В применен активный импульсный метод с раз дельным
приемом и передачей высокочастотных радиоимпульсов. Магнит-
ный генератор импульсов (МГИ), запитываемый синусоидальным
напряжением от турбогенератора 9Б139. преобразовывает это сину-
соидальное напряжение в модулирующие импульсы необходимой
амплитуды, длительности и полярности.
Импульсы, сформированные в МГИ, поступают на импульсный
магнетрон, с выхода которого энергия сверхвысокой частоты
(СВЧ) поступает в передающую антенну и излучается в простран-
ство. Отраженные от цели высокочастотные радиоимпульсы улав-
ливаются приемными антеннами и поступают в детекторные сек-
ции, конструктивно совмещенные с приемными антеннами. Выде-
ленные детекторными секциями видеоимпульсы подаются па ви-
деоусилитель. Видеоусилитель обеспечивает усиление принятых сиг-
налов и защиту радиовзрывателя от воздействия помех. Усиление
сигнала происходит по двум различным каналам (канал ДС и ка-
пал БС), отличающимся между собой коэффициентами усиления.
Для защиты радиовзрыватсля от воздействия помех преду-
смотрено наличие автоматической регулировки усиления. С вы-
ходов видеоусилителя видеоимпульсы поступают на две схемы
совпадения исполнительной части приемно-исполнительного устрой-
ства. Исполнительная часть приемно-исполнительного устройства
осуществляет двух к анальную обработку принимаемой последова-
тельности импульсов и обеспечивает селекцию по дальности с уче-
том переключения дальности действия радиовзрывателя в зависи-
мости от высоты полета ракеты над поверхностью, защиту от воз-
действия помех, коррекцию области срабатывания и выдачу им-
пульса тока на подрыв запала ПИМ.
На вход каждого канала подаются также «дальний» и «ближ-
ний» стробирующие импульсы соответственно.
Канал ДС обеспечивает работу радиовзрывателя в диапазоне
больших дальностей срабатывания, его схема совпадения соедине-
на с каналом видеоусилителя, имеющим максимальное усиление.
Канал БС обеспечивает работу радиовзрывателя в ближней зоне,
то есть малых дальностей срабатывания, при этом при поданной
команде БС этот канал через схему совпадения БС подключен к
каналу видеоусилителя с меньшим усилением, а при поданной ко-
манде ПКР — через схему совпадения ПКР к каналу видеоусили-
теля, имеющего максимальное усиление. В общем случае ра-
ботают оба капала, то есть обеспечивается работа радиовзрыва-
теля по цели в пределах всего диапазона дальностей.
При нахождении цели на сверхмалых высотах в случае, если
команда КЗ выдается на ракету при нахождении се в диапазоне
этих высот, капал ДС отключается и работает только канал БС.
Переключение каналов осуществляется автоматически схемой
анализа исполнительной части радиовзрывателя.
2.5.2. Назначение, устройство и принцип действия
основных приборов РВ
Передатчик предназначен для генерирования импульсов СВЧ
и направленного излучения энергии сверхвысокочастотных колеба-
ний в пространство, а также для осуществления синхронизации
приемно-исполнительного устройства. Передатчик состоит из ста-
билизатора напряжения, магнитного генератора импульсов, им-
пульсного магнетрона, передающей антенны, конструктивно вы-
полненных в одном блоке. Стабилизатор напряжения осущест-
вляет стабилизацию напряжения и частоты турбогенератора
9Б139 при изменении давления воздуха па входе соплового уст-
ройства турбогенератора. Принцип работы стабилизатора напря-
9M33M3.0000 2БЭ-Э
жения основан на регулировании реактивного тока турбогенера-
тора, которое приводит к изменению тормозящего момента на валу
и позволяет скомпенсировать изменения давления воздуха или на-
грузки.
Магнитный генератор импульсов выполняет роль модулятора с
полным разрядом емкостного накопителя, где в качестве коммути-
рующего элемента используются нелинейный дроссель насыщения
и трансформатор.
Магнетрон является генератором СВЧ колебаний. При поступ-
лении модулирующих импульсов на магнетрон последний генери-
рует импульсы энергии определенной длительности и мощности. С
выхода магнетрона энергия СВЧ поступает к передающей антенне.
Передающая антенна установлена в носовой части ракеты под ра-
диопрозрачным обтекателем. Она имеет воронкообразную диаграм-
му направленности (рис. 16). Пространственная воронкообразная
диаграмма может быть сведена к двум парциальным диаграммам:
диаграмме направленности в плоскости ХО]У (меридиальиая
плоскость);
диаграмме направленности, снятой в точке Р при вращении пе-
редающей антенны вокруг оси ОХ (экваториальная плоскость).
Приемная антенная система состоит из двух антенн с детектор-
ными секциями и предназначена для приема отраженных сигналов.
Каждая антенна нагружена на свою детекторную секцию.
Приемная антенная система имеет воронкообразную диаграмму
направленности, которую можно свести к двум парциальным диаг-
раммам:
диаграмме направленности в плоскости ХО[У (меридиальиая
плоскость);
диаграмме направленности, снятой в точке Р при вращении
антенной системы вокруг оси OiX (экваториальная плоскость).
Для защиты от внешних воздействий и обеспечения жесткости
конструкции антенна закрыта радиопрозрачной пластиной из тер-
мостойкого стеклопластика. Приемные антенны расположены на
диаметрально противоположных сторонах приборного отсека.
Приемно-исполнительное устройство состоит из видеоусилителя
и исполнительной части. Видеоусилитель выполнен на микросхемах
п состоит из усилительных каскадов, эмиттерных повторителей и
пороговых инверторов.
Исполнительная часть приемно-исполнительного устройства со--
держит схему формирования двух стробирующих импульсов и два
стробируемые этими импульсами канала, а также исполнительный
каскад.
В исполнительной части используется метод формирования кри-
вой селекции, основанный на задержке стробирующих импульсов
«ближнего» и «дальнего» относительно момента посылки зондирую-
щего импульса,
•и
На выходе исполнительного каскада вырабатывается импульс
тока для подрыва запала ПИМ.
2.5.3. Работа приборов РВ при предстартовой подготовке
и во время полета ракеты
Перед стартом при включении ракеты на боевой режим на ра-
диовзрыватель подается постоянное напряжение 27 В и переменное
форсажное напряжение 1000 Гц, 28.6 В от наземного источника пи-
тания.
Переменное напряжение 28,6 В с помощью трансформатора в
РВ понижается и подастся на пить накала импульсного магнетро-
на. Постоянное напряжение используется для питания приемного
устройства. По истечении времени форсажного режима на транс-
форматор РВ подается напряжение 1000 Гц, 22,5 В. При переходе
питания с наземного источника на бортовой с турбогенератора ра-
диовзрывателя подается па МГН напряжение —30 В. По до подачи
команды КЗ цепь питания МГИ разомкнута и модулирующие им-
пульсы на магнетрон не поступают. На заданном расстоянии до точ-
ки встречи ракеты с целью на радиовзрыватель через аппаратуру
РУ и В со станции СПК поступает команда КЗ, по которой сраба-
тывает реле и замыкается цепь питания МГИ.
Стабилизированное напряжение с турбогенератора радиовзрыва-
теля поступает на МГИ, модулирующие импульсы подаются на маг-
нетрон — передатчик РВ начинает работать.
С момента входа цели в зону действия радиовзрыватсля зонди-
рующие импульсы отражаются от цели, улавливаются приемной ан-
тенной системой и после соответствующей обработки в приемном
устройстве создают импульс тока для подрыва запала ПИМ.
Перед стрельбой по вертолетам на радиовзрыватель подается
команда «Задержка», а также может подаваться команда БС.
2.6. ПРЕДОХРАНИТЕЛЬНО-ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЙ МЕХАНИЗМ
2.6.1. Состав, устройство и принцип действия
Предохранительно-исполнительный механизм является частью
боевого снаряжения ракеты и состоит из следующих функциональ-
ных узлов:
механизма I ступени предохранения;
механизма II ступени предохранения;
механизма III ступени предохранения;
устройства для замыкания цепи « + 27 В к аттенюатору»;
часового механизма с узлом самоликвидации;
предохранителыю-детонирующего механизма с электроконтакт-
ным устройством;
противоклевкового устройства.
Механизмы I, II, III ступеней предохранения и предохрапитель-
но-детонирующий механизм в невзведенном положении (капсюль-
детонатор смещен относительно передаточного заряда) обеспечи-
вают надежное предохранение боевой части от подрыва при всех
режимах эксплуатации ракеты — при хранении, старте и в полете
до истечения времени дальнего взведения (подачи команды КЗ).
Устройство для замыкания цепи « + 27 В к аттенюатору» обес-
печивает подачу напряжения +27 В в аппаратуру РУ и В для вы-
вода аттенюатора в волноводном тракте приемника.
Часовой механизм 5 (рис. 17) с узлом самоликвидации отсчи-
тывает время от начала полета ракеты и обеспечивает по времени
работу функциональных узлов ПИМ:
замыкание цепи « + 27 В к аттенюатору» через 0,7—1,0 с;
снятие II ступени и замыкание цепи III ступени предохране-
ния через 2,5—3,3 с;
самоликвидацию ракеты через 25—28 с.
В качестве двигателя часового механизма применена спираль-
ная заводная пружина, а распределение команд по времени произ-
водится кулачком 4.
Предохрапительно-детонирующий механизм во взведенном по-
ложении (капсюль-детонатор совмещен с передаточным зарядом)
обеспечивает подрыв боевой части у цели по команде с радиовзры-
вателя или при самоликвидации ракеты.
Электроконтактное устройство обеспечивает:
замыкание цепи безопасности «ЦБ исправна» при невзведенном
положении предохранительно-детонирующего механизма и часово-
го механизма (через стопор управления);
размыкание цепи безопасности при пуске часового механизма
или при взведении поворотной втулки.
Все механизмы и устройства, входящие в состав ПИМ, разме-
щены в колодке И, к которой крепятся колодка 2, колодка 8, пре-
дохранительная пластина 13 и крышка 9, через которую выходят
электрические цепи ПИМ. Вилка 3 разъема служит для соединения
электрических цепей ПИМ с электросистемой ракеты. Герметиза-
ция внутренней полости ПИМ со стороны крышки 9 обеспечивает-
ся пластикатовым кольцом 6, поджимаемым к корпусу 10 коль-
цом 7, а со стороны нижней части корпуса пластикатовой про-
кладкой, поджимаемой заглушкой. Поворотная втулка 12, в кото-
рой размещен капсюль-детонатор, при взведении обеспечивает сов-
мещение его с передаточным зарядом, размещенным в предохра-
нительной пластине 13. Стакан 1 с детонатором 14 и поворотной
втулкой 12 входят в состав предохранительно-детонирующего ме-
ханизма.
2.6.2. Действие механизмов и устройство ПИМ
Действие ПИМ и его функциональных узлов до старта, во вре-
мя старта и в полете рассматривается по электромеханической схе-
ме, приведенной на рис. 18.
До старта ракеты все механизмы ПИМ находятся в исходном
положении, показанном на рисунке. Цепь пускового электровос-
пламенителя ЭВ1 разорвана инерционным контактом, а в схеме
ракеты, кроме этого, разорвана еще контактами датчика давления.
Безопасное (невзведенное) положение часового механизма и пово-
ротной втулки контролируется по цени «ЦБ исправна» (ток про-
верки не более 20 мА), при этом напряжение минус 27 В подает-
ся от контакта 4 разъема Ш через замкнутые контакты КП8 и
КП7, замкнутые контакты КП5 и КП6 стопора управления на кон-
такт 7 разъема Ш. Пуск ракеты может быть произведен только
при наличии напряжения минус 27 В па контакте 7 разъема Ш,
то есть при исправной цепи безопасности.
В момент старта ракеты при достижении давления в камере
двигателя >30 кгс/см2 замыкаются контакты датчика давления,
через которые напряжение 4-27 В подается на контакты 2, 5 разъ-
ема Ш. Одновременно при движении ракеты на ПУ, когда линей-
ное ускорение достигает величины 8g, инерционный контакт сжи-
мает пружину и оседает, при этом один конец его выходит из за-
цепления с рычагом 3, другой конец замыкает цепь пускового элек-
тровоспламенителя ЭВ1. Снимается 1 ступень предохранения. При
замыкании цепи пускового электровоспламенителя ток проходит
через контакты 2, 5 разъема Ш, резистор R1, электровоспламени-
тель ЭВ1, замкнутый инерционный контакт и контакт 4 разъема Ш.
Электровоспламенитель срабатывает. Пусковой стопор освобождает
рычаг 1, который выходит из зацепления с кулачком часового меха-
низма. Часовой механизм начинает работать и отсчитывать время.
В полете через 0,7—1,0 с с момента старта кулачок часового ме-
ханизма, вращаясь против часовой стрелки, освобождает рычаг 2,
при этом стопор управления под действием пружины взводится,
замыкая контакты КПЗ и КП4 и размыкая контакты КП5 и КП6,
при этом размыкается цепь «ЦБ исправна». Напряжение 4-27 В
подается от контактов 2, 5 разъема Ш через замкнутые контак-
ты Kill и КПЗ стопора управления на контакты 6, 9 разъема Ш.
С контактов 6, 9 разъема Ш на аппаратуру ГУ и В подается
команда «4-27 В к аттенюатору».
В течение 2,5—3,3 с от момента старта цилиндрическая часть
кулачка часового механизма взаимодействует с рычагом 3. 11о ис-
течении этого времени рычаг 3 выходит из зацепления с кулачком
и под действием момента поворотной пружины поворачивается,
замыкая контакты 1\П1 и 1\Г12 и подключая электровоспламени-
тель ЭВ2 к контактам 1, 3 разъема Ш. Снимается II ступень
предохранения. Одновременно рычаг 3 выходит из зацепления с
поворотной втулкой, которая продолжает удерживаться в исход-
ном положении с помощью шарика в устройстве III ступени пре-
дохранения.
Iio команде КЗ на контакты 1, , разъема 111 подается напря-
жение минус 27 В. При протекании тока по цепи (контакты 2,
5 разъема Ш, ЭВ2, резистор R5, замкнутые контакты 1\П2, КП1,
контакты 1, 3 разъема 111) срабатывает электровоспламенитель
ЭВ2. Шарик выходит из зацепления с поворотной втулкой, кото-
рая поворачивается вокруг оси под действием крутящего момента
пружины, замыкает контакты KII8 и КП9 и совмещает капсюль-
детонатор с передаточным зарядом. Снимается III ступень предо-
хранения. Предохранительно-дето пирующий механизм взведен.
При замыкании контактов 1\118 и КД 19 цепь боевого электро-
воспламенителя ЭВЗ подключается к контакту 4 раз нема Ill и
электровоспламепитель ЭВЗ оказывается подключенным к испол-
нительному каскаду радиовзрывателя. С исполнительного каскада
импульс напряжения па боевой электровоспламепитель ЭВЗ посту-
пает по цепи: контакты 8, 10 разъема Ш, ЭВЗ, КП9, 1<П8, контакт
4 разъема Ш (минус 27 В).
При срабатывании ЭВЗ происходит инициирование капсюля-де-
тонатора и срабатывание передаточного заряда и детонатора.
В случае промаха ракеты или отказа в действии радиовзрыва-
теля кулачок часового механизма по истечении 25—28 с полета ра-
кеты освобождает механизм самоликвидации, при этом жало узла
ударника под действием пружины накалывает капсюль-воспламе-
нитель. При взведенном предохранительно-детонирующем механиз-
ме луч огня капсюля-воспламенителя через косой капал в колод-
ке 11 (см. рис. 17) передается капсюлю-детонатору, от которого
срабатывает передаточный заряд и детонатор, вызывающие
взрыв БЧ.
Противоклевковое устройство не допускает подрыв предохрани-
тельно-исполнительным механизмом боевой части при неправиль-
ном полете ракеты (прекращение перегрузок до истечения 2,5 с
с момента пуска).
При падении ракеты на активном участке траектории — «клев-
ке», например, при неправильной работе двигателя, ускорение рез-
ко падает. Инерционный контакт под действием усилия пружины
возвращается в исходное положение. В этот момент утолщенный
конец грузика перекрывает вырез в рычаге 3 (см. рис. 18). По ис-
течении 2,5—3,3 с рычаг выходит из зацепления с кулачком, но
утолщенная часть грузика не позволяет рычагу развернуться и
замкнуть контакты 1\П1, КП2. Рычаг 3 продолжает оставаться в
зацеплении с поворотной втулкой, дополнительно предохраняя ее
от поворота во взведенное положение. При этом электровоспламе-
нитель ЭВ2 остается неподключенным.
При дальнейшем вращении кулачка последний застопоривается
через некоторый промежуток времени тем же рычагом 3 и даль-
нейшая работа часового механизма прекращается. Тем самым пре-
дотвращается возможность самоликвидации БЧ.
2.7. БОЕВАЯ ЧАСТЬ
Осколочно-фугасная боевая часть предназначена для пораже-
ния воздушных средств нападения. 11а малых расстояниях пора-
жение целей производится осколочно-фугасным, действием БЧ, а
на больших расстояниях — только осколками.
2.7.1. Состав и назначение основных узлов
Основными узлами боевой части (рис. 19} являются: корпус 1,
разрывной заряд 3, стакан 4, гайка 6, крышка 9, кожух 12.
Корпус включает в себя шпангоут 7, дно 5, ленту с элемента-
ми (осколками) 2 и служит для размещения разрывного заряда.
С помощью направляющего цилиндра А, шпангоута 7 и пяти вин-
тов с самоконтрящимися втулками 11 боевая часть консольно за-
крепляется в приборном отсеке. Дно 5 имеет гнездо для установ-
ки ПИМ и цилиндрический выступ с вырезом и двумя пазами для
прохода жгута ПИМ и крепления кожуха 12, предохраняющего
жгут при установке БЧ в приборный отсек.
Лента с элементами образует монолитную толстостенную обо-
лочку, скрепленную шпангоутом 7 и дном 5 посредствохм стекло-
ленты и эпоксидного компаунда. Стальные элементы 2 выполне-
ны в виде кубиков с гранью 8 мм и весят 3,86 г каждый.
Разрывной заряд 3 заполняет внутреннюю полость, образо-
ванную корпусом, стаканом 4 и крышкой 9, и при взрыве обеспе-
чивает разброс осколков с необходимой начальной скоростью, а
на близкОхМ расстоянии от места взрыва и фугасное действие.
Стакан 4, приклеенный к выступу дна 5, вместе с гнездом дна
образует полость (гнездо) для установки ПИМ. Гайка 6 служит
для закрепления ПИМ в гнезде дна.
Крышка 9 крепится к шпангоуту 7 шестью винтами 8. Под
крышку устанавливается картонная прокладка 10. В крышке
имеется кольцевой выступ, который входит в соответствующий паз
на шпангоуте и с помощью эпоксидного компаунда обеспечивает
герметичность соединения крышки со шпангоутом.
2.7.2. Принцип действия
Инициирование боевой части производится предохранительно-
исполнительным механизмом. По команде радиовзрывателя сраба-
тывает детонатор ПИМ, воздействующий на взрывчатое вещество
БЧ. В плоскостях, перпендикулярных продольной оси боевой час-
ти, зона поражения имеет круговую форму с равномерным распре-
делением осколков по всем направлениям.
В целях лучшего согласования осколочного поля боевой части
с действием радиовзрывателя по накрытию цели осколками на-
чальная скорость осколков в угле разлета является переменной
величиной по образующей и увеличивается от переднего торца к
заднему, что обеспечивается геометрией боевой части.
2.8. ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА
Воздушная система ракеты предназначена для питания воздухом
рулевых приводов автопилота, турбогенератора блока питания
9Б132 и турбогенератора 9Б139. Конструкция воздушной системы
обеспечивает длительное хранение заправленной воздухом ракеты
без дозаправки, позволяет многократно производить от наземных
источников воздуха комплексные или раздельные проверки руле-
вых приводов и турбогенераторов, при этом бортовой запас возду-
ха не расходуется. Общий вид воздушной системы приведен на
рис. 20.
Воздушная система состоит из воздушно-арматурного блока 18,
механизма разгерметизации 11, коллектора 2 и трубопроводов 1,
3, 12, 26.
Воздушно-арматурный блок предназначен для храпения па бор-
ту ракеты сжатого воздуха, подачи его в воздушную систему в мо-
мент пуска ракеты и поддержания рабочего давления в воздушной
системе ракеты по мере расходования воздуха. В состав ВАБ вхо-
дят: баллон с заправочной горловиной, пневмозатвор 21 и редук-
тор 20.
Баллон сварен из двух полусфер, фланца для пневмозатвора и
корпуса заправочной горловины 13. В корпусе заправочной горло-
вины установлены: игла 16, заглушка 15 и гайка 14.
Воздух, применяемый для зарядки баллона, очищен от масла,
пыли, едких паров и имеет влажность, соответствующую точке
росы не выше минус 55’С при атмосферном давлении. По оконча-
нии заправки баллона воздухом заглушку 15 и гайку 14 устанавли-
вают на герметизирующем составе.
К баллону приварены шесть бобышек 19 для крепления ВАБ к
отсеку ракеты и преклеены колодки 17 для установки стыковочных
колодок электромонтажа.
Пневмозатвор 21 предназначен для пуска воздуха из баллона
к потребителям. В корпус пневмозатвора вварена мембрана, герме-
тизирующая баллон, установлен шток и ввернут пиропатрон 22.
Редуктор предназначен для снижения давления воздуха с
370—40 кгс/см2 до рабочего 22±2 кгс/см2, подаваемою к потре-
бителям, и поддержания этого давления во время всего полета ра-
кеты. Редуктор состоит из плунжера с клапаном 28 и пружины 30
Снижение давления происходит при прохождении воздуха через
кольцевую дросселирующую щель «а» между седлом 29 корпуса
и клапаном плунжера. При неработающем редукторе пружина от-
жимает плунжер до упора, при этом дросселирующая щель «а»
максимально открыта. В первый момент работы редуктора рабо-
чее давление может превысить величину. 22±2 кгс/см2. Это уве-
личенное давление' создает на плунжере усилие, под влиянием кото-
рого плунжер, сжимая пружину, уменьшит дросселирующую щель.
Рабочее давление уменьшится, щель снова увеличится. При неко-
тором положении плунжера устанавливается динамическое равно-
весие подвижной системы.
Механизм разгерметизации 11 предназначен для стравливания
в атмосферу воздуха, отработанного в рулевых приводах 25, 27 и
турбогенераторах 23, 24 с момента пуска ракеты. Через механизм
разгерметизации осуществляется также подача воздуха от назем-
ных источников при проверках автопилота и турбогенераторов.
Механизм разгерметизации состоит из корпуса 10, плунжера 5, упо-
ров 6, 8, пружины 7 и винта 4.
Плунжер 5 удерживается в корпусе 10 винтом 4, который фик-
сируется в фигурном пазу корпуса. При подаче воздуха в систему
плунжер, преодолевая усилие пружины 7, движется в пределах
прорезей до упора в винт 4. В этом положении между корпусом
механизма разгерметизации и плунжером образуется кольцевой
зазор, достаточный для стравливания из приборного отсека избы-
точного давления, создаваемого отработанным воздухом.
При проверках бортовой аппаратуры, когда воздух подается от
наземных источников, вместо плунжера вставляется специальное
приспособление, фиксирующееся так же, как и плунжер. Приспо-
собление обеспечивает раздельную или совместную подачу возду-
ха к рулевым приводам автопилота и турбогенераторам. При про-
верках отработанный воздух стравливается в атмосферу через
щель между приспособлением и корпусом ракеты.
Коллектор 2 предназначен для подачи воздуха к рулевым при-
водам 25 и 27. Ввиду малых проходных сечений у всех потреби-
телей в коллекторе установлен металлокерамический фильтр, а в
трубопроводе к турбогенераторам 23 и 24 — сетчатый фильтр 9.
Фильтры предохраняют потребителей от попадания мелких посто-
ронних включений (частиц), которые могут случайно оказаться в
трубопроводе.
Система трубопроводов связывает узлы воздушной системы
между собой и с потребителями воздуха. Трубопроводы 1, 26 свя-
зывают коллектор 2 с рулевыми приводами 25 и 27; трубопро-
вод 3 — редуктор 20 с механизмом разгерметизации 11 и коллек-
тором 2; трубопровод 12 — механизм разгерметизации 11 с турбо-
генераторами 23 и 24.
Структурная схема воздушной системы, поясняющая связи меж-
ду функциональными узлами системы, приведена на рис. 21.
Воздушная система начинает работать в момент пуска ракеты
при подаче постоянного напряжения 27 В на пиропатрон пневмо-
затвора. В результате срабатывания пиропатрона шток пневмоза-
твора под давлением газов срезает мембрану, открывая доступ
воздуху высокого давления из баллона через пневмозатвор к ре-
дуктору. После редуцирования воздух поступает к механизму раз-
герметизации и от него — к турбогенератору 9Б139, к турбогенера-
тору блока 9Б132 и через коллектор — к рулевым приводам ав-
топилота. Отработанный воздух через механизм разгерметизации
стравливается в атмосферу.
2.9. БЛОК ПИТАНИЯ РАКЕТЫ И ТУРБОГЕНЕРАТОР
РАДИОВЗРЫВАТЕЛЯ
2.9.1. Состав, устройство и принцип действия блока
питания ракеты
Блок питания является автономным источником переменного и
постоянного тока и обеспечивает питание бортовой аппаратуры ра-
кеты в полете и при проверках. Структурная схема блока питания
приведена на рис. 26.
В состав блока питания входит турбогенератор и блок управ-
ления, конструктивно собранные на одном основании.
Турбогенератор включает в себя турбину, генератор и электро-
магнитный тормоз, собранные на одном валу, и предназначен для
преобразования кинетической энергии сжатого воздуха в электри-
ческую энергию.
Турбина состоит из корпуса с запрессованными в него рабочим
соплом Лаваля и одновенечного рабочего колеса с радиальными
лопатками, установленного на валу ротора.
Генератор представляет собой магнитоэлектрическую синхрон*
ную машину. В восемнадцати равномерно расположенных пазах
статора уложена трехфазная обмотка, соединенная «звездой». В каче-
стве ротора применен литой магнит с двумя парами полюсов, соз-
дающий рабочий магнитный поток. Магнит закреплен на валу,
который вращается на двух радиальных шарикоподшипниках. Ге-
нератор выдаст трехфазнос напряжение с частотой 1000 Гц,
22,5 В.
Электромагнитный тормоз coctohi из электромагнита (индук-
тора) и якоря, в качестве которого используется шск рабочего
колеса турбины.
При вращении якорь тормоза (диск колеса турбины) пересе-
кает силовые линии магнитного поля индуктора, в якоре наводят-
ся ЭДС переменного тока, под действием которых по диску колеса
турбины протекают вихревые токи. Электромагнитные поля, соз-
даваемые вихревыми токами, взаимодействуют с основным полем
индуктора и создают тормозной момент, приложенный к диску
турбины. Величина тормозного момента определяется магнитным
потоком индуктора или, в конечном счете, величиной тока в об-
мотке возбуждения.
Блок управления предназначен для стабилизации напряжения,
преобразования переменного напряжения 3—1000 Гц, 22,5 В в по-
стоянное напряжение 27 В, коммутации цепей и выдачи регулирую-
щего напряжения. Он состоит из регулятора напряжения, выпря-
мителя с фильтром и коммутационного устройства.
Регулятор напряжения собран па полупроводниковых приборах.
Принцип действия его состоит в сравнении регулируемого по-
стоянного напряжения 27 В с эталонным напряжением, формируе-
мым схемой регулятора. Нагрузкой регулятора напряжения яв-
ляется обмотка возбуждения электромагнитного тормоза. При ра-
венстве регулируемого и эталонного напряжения ток в обмотке
возбуждения отсутствует и тормозной момент равен пулю.
При наличии разницы между регулируемым и эталонным на-
пряжениями появляется сигнал рассогласования, который усили-
вается и воздействует на обмотку возбуждения тормоза, создающе-
го дополнительный тормозной момент па валу турбины.
За счет изменения числа оборотов ротора турбогенератора, а
следовательно, и частоты напряжение поддерживается постоянным
(со статической погрешностью) при различных нагрузках и да-
влениях.
Выпрямитель трехфазного переменного тока генератора собран
по трехфазной мостовой схеме на кремниевых диодах. Выпрямлен-
ное напряжение сглаживается с помощью Г-образиого фильтра, со-
стоящего из дросселя и двух параллельно соединенных конденса-
торов.
Коммутационное устройство обеспечивает питание потребителей
переменным и постоянным током от турбогенератора блока пита-
ния 9Б132 или от наземного источника переменного трехфазного
напряжения, а также выдает сигнал о прохождении команды «От-
ключение реле».
2.9.2. Работа блока питания ракеты
При проверках ракеты и подготовке се к пуску бортовая аппа-
ратура питается от наземного источника трехфазного переменного
напряжения через коммутационное устройство блока питания. На-
земный источник питания можно подключить к коммутационному
устройству только после подачи на блок питания команды «Отклю-
чение реле» в виде напряжения +27 В. В противном случае к на-
земному источнику питания будут подключены обмотки синхронного
генератора и он выйдет из строя. Коммутационное устройство вы-
дает сигнал «Отключение реле» в виде напряжения + 27 В, при по-
ступлении которого в аппаратуру стартовой автоматики наземный
источник питания подключается к схеме ракеты.
С момента подачи воздуха под давлением на турбину и до до-
стижения номинальных параметров турбогенератор с целью сокра-
9M33M3.0000 ГО- )
щения времени выхода на режим раскручивается на холостом хо-
ду. Трехфазное напряжение с выхода генератора контролируется
аппаратурой стартовой автоматики и при достижении номиналь-
ной величины через бортовой разъем ракеты на блок питания по-
дается команда «Переход на БП» в виде напряжения +27 В. По
этой команде в коммутационном устройстве блока питания выпря-
митель с фильтром и нагрузка отключаются от наземного источни-
ка и подключаются к турбогенератору.
2.9.3. Турбогенератор радиовзрывателя
Турбогенератор обеспечивает питанием, переменным напряже-
нием 30 В передатчик радиовзрывателя и представляет собой син-
хронный генератор с приводОхМ от одноступенчатой активной тур-
бины. Работа синхронного генератора основана на принципе ком-
мутации магнитного потока. Для создания поля возбуждения ис-
пользованы постоянные магниты. Коммутатором магнитного потока
является ротор турбогенератора, который приводится во вращение
турбиной, расположенной на его оси.
2.10. ЭЛЕКТРОСИСТЕМА И ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ РАКЕТЫ
2.10.1. Назначение и состав электросистемы
Электросистема состоит из электросистемы собственно ракеты
и электросистемы транспортно-пускового контейнера.
Электросистема ракеты обеспечивает:
подачу электропитания к бортовым потребителям во время про-
верок ракеты, подготовки ее к пуску и в полете;
передачу необходимых сигналов и команд при проверках ра-
кеты, подготовке ее к пуску, при пуске и в полете;
контроль исправности бортовой аппаратуры, цепей безопасности
ПИМ и правильности прохождения команд и сигналов.
Электросистема ТПК обеспечивает:
подачу электропитания к бортовым потребителям от стартовой
автоматики при подготовке к пуску и при пуске ракеты;
формирование и передачу необходимых сигналов и команд при
подготовке к пуску и при пуске ракеты.
Электросистема, включающая электрооборудование и электро-
сеть, объединяет бортовое оборудование, двигатель, воздушную
систему ракеты в единый автоматизированный комплекс.
В состав бортового оборудования ракеты (рис. 22) входят сле-
дующие блоки :
аппаратура радиоуправления и радиовизирования 3;
автопилот 4, 8, 9, 10;
радиовзрыватель 1, 2;
предохранительно-исполнительный механизм 5;
блок питания 11 и турбогенератор радиовзрывателя 12.
Блок питания 9Б132 и турбогенератор 9Б139 приводятся в дей-
ствие воздухом, поступающим из воздушной системы ракеты, и вы-
дают следующие номиналы напряжений:
блок 9Б132 — напряжение 3—1000 Гц, 22,5 В и постоянное на-
пряжение 27 В;
'блок 9Б139 — напряжение —30 В.
Бортовые потребители постоянного и переменного токов при-
ведены в табл. 2.
Таблица 2
Наименование потребителей
1 Номинальные напряжения
Форсажные напряжения
Аппаратура радиоуправления и радио-
визирования
АвТОПИЛО!
Радиовзрыватель
±27 В
3-1000 Гц,
22,5 В
±27 В
3-1000 Гц, 22,5 В
3-1000 Гц, 85 В
±27 В
-1000 Гц, 22,5 В
фаза «а»
-30 В
-1000 Гц. 28.G В
фаза «а»
-1000 Гц, 31,1 В
фаза «с»
3-1000 Гц, 140 В
-1000 Гц, 28.6 В
фаза «а»
Предохранительно-исполнительный
ханизм
Пиропатроны ВАБ и двигателя, ппроболты, реле подхвата 36
потребляют ток постоянного напряжения 27 В от наземного источ-
ника. Реле 37,38 потребляют ток постоянного напряжения 27 В от
бортового источника.
Реле 46, 46а и 47, 47а потребляют ток постоянного напряжения
27 В от наземного источника, а после перехода на бортовое пита-
ние потребляют ток от бортового источника.
2.10.2. Состав, назначение электрооборудования и электросети
Электрооборудование состоит из коммутационных, пирозащпт-
иого и пиротехнических устройств, а также резисторов 30, 30а
(рис. 23). коробки ограничительных сопротивлений 45 (рис. 24) и
конденсаторов 13, 14 (см. рис. 23).
Коммутационные устройства предназначены для изменения сое-
динений в электросистеме ракеты.
К ним относятся сигнализатор давления 27, сигнализатор спада
давления 29. кнопочные переключатели 43, 44 (см. рис. 24) откры-
тия передней и задней крышек ТПК и реле 35, 36, 37. 38, 46, 46а.
47, 47а (см. рис. 23).
Сигнализатор давления 27 предназначен для выдачи напряже-
ния 4-27 В в ПИМ (для снятия 1 ступени предохранения) и в
аппаратуру РУ и В (для подключения АП) при достижении в дви-
гателе давления не менее 30 кгс/см2. Сигнализатор спада давле-
ния 29 предназначен для выдачи напряжения +27 В в блок управ-
ления автопилота для переключения режима его работы на конеч-
ном участке траектории, когда давление в двигателе падает до
10—1 кгс/см2, при этом на ракетах, выпущенных после 1.09.88 г.,
он дублирует также выдачу напряжения 4-27 В в аппаратуру РУ
и В на схему подключения АП (см. рис. 23а). Сигнализатор дав-
ления 27 и сигнализатор спада давления 29 устанавливаются в
патрубках на переднем днище двигателя. Кнопочные переключате-
ли 43, 44 (см. рис. 24) открытия передней и задней крышек пред-
назначены для предохранения цепей пиропатронов двигателя от
подрыва до открытия крышек ТПК.
После открытия передней и задней крышек ТПК кнопочные пе-
реключатели 43, 44 замыкают цепь пиропатронов двигателя, обес-
печивая прохождение постоянного напряжения 27 В на подрыв пи-
ропатронов.
Реле 36 (см. рис. 23) в обесточенном состоянии дублирует под-
ключение нагрузки по фазе «а» к бортовому источнику, а во вклю-
ченном состоянии выдает в стартовую автоматику сигнал «Отклю-
чение реле».
Реле 37 срабатывает по команде «Переход на БП», подаваемой
со стартовой автоматики, и переключает нагрузку форсажной фазы
«а» от наземного источника питания к бортовому.
Реле 38 срабатывает по команде «Задержка» в виде напряже-
ния минус 27 В после перехода на бортовое питание.
Реле 38, срабатывая, самоблокируется и обеспечивает подачу
напряжения +27 В на приемник РВ в течение всего времени поле-
та ракеты.
Реле 46, 46а срабатывают по команде « + 27 В включение коман-
ды БС». Реле 46 обеспечивает подачу напряжения +27 В на при-
емник радиовзрывателя. Реле 46а, срабатывая, самоблокируется и
удерживает реле 46 в сработанном состоянии в течение всего време-
ни полета ракеты.
Реле 35 в электросистеме ракеты не используется.
Пирозащитнос устройство 26 предназначено для предохранения
пиропатронов двигателя от случайного срабатывания под воздей-
ствием токов наводки, вызванных внешними электромагнитными
полями.
ПЗУ устанавливается на плате, которая приклеена к переднему
днищу двигателя. На торце корпуса ПЗУ имеется электроразъем
для подключения к электросистеме ракеты. Три жгута, выходящие из
корпуса, оканчиваются разъемами, два из которых подключаются к
пиропатронам двигателя, а третий — к сигнализатору давления.
Пиротехнические устройства (пиропатроны типа УДП2-3) обес-
печивают открытие пневмозатвора, подачу воздуха потребителям из
ВАБ и запуск двигателя. Пиропатрон 18 ввертывается в корпус
пневмозатвора ВАБ. Пиропатроны двигателя 25 и 25а устанавли-
ваются в патрубки на переднем днище двигателя.
Пироболты 39 и 40 (см. рис. 24) устанавливаются в транспортно-
пусковом контейнере и предназначены для открывания соответст-
венно передней и задней крышек ТПК при пуске ракеты.
Коробка ограничительных сопротивлений 45 состоит из резисто-
ров R1—R12. Резисторы R3, R4, R7, R8 предназначены для ограни-
чения тока подрыва пироболта 39. Резисторы RI, R2, R5, R6 пред-
назначены для ограничения тока подрыва пироболта 40. Резисто-
ры R9—R12 предназначены для ограничения тока подрыва пиро-
патрона ВАБ.
Резисторы 30 и 30а (см. рис. 23), включенные в цепь постоян-
ного напряжения 27 В, служат для создания оптимальной нагруз-
ки блока питания 9Б132. Конденсаторы 13 и 14 являются компен-
сирующими емкостями, служащими для стабилизации напряжения
турбогенератора 9Б139.
Электросеть состоит из бортовой электросети ракеты и элек-
тросети ТПК. Бортовая электросеть предназначена для соединения
бортового электрооборудования и блоков бортовой аппаратуры
между собой, а также с контрольной аппаратурой и электросе-
тью ТПК- Бортовая электросеть состоит из электромонтажа в
жгутовом исполнении, технологических колодок и разъемов, розет-
ки бортового разъема 6, контрольного разъема 7 и разъема 16
контроля ПИА! и ПП двигателя. Бортовая электросеть размещает-
ся и крепится внутри корпуса ракеты. Соединения бортовой элек-
тросети осуществляются через промежуточные колодки (распай-
кой) и с помощью штепсельных разъемов. По своему назначению
соединения можно условно разделить на технологические и экс-
плуатационные. С помощью технологических соединений произво-
дится разветвление проводов от блока питания к потребителям,
включение в электросхему блоков бортовой аппаратуры и электро-
оборудования, электрическое соединение электросетей отсеков ра-
кеты между собой.
К технологическим соединениям относятся стыковочные колод-
ки 20, 20а, 21, 21а, 22, 22а, 23, 23а, 24, 24а, 28, 28а. Колодки 20, 20а
устанавливаются на передатчике РВ, а остальные колодки крепят-
ся попарно на шпильках колодок, расположенных на ВАБ. Жгуты
распаиваются на монтажные концы лепестков колодок. При уста-
новке колодок стыковочные концы соответствующих пар колодок
спаиваются.
К эксплуатационным разъемам относятся бортовой разъем 6,
контрольный разъем 7, разъем 16 контроля ПИМ и ПП двигателя,
разъем 17 ТПК (см. рис. 24). Розетка бортового разъема 6
(см. рис. 23), контрольный разъем 7 и разъем <16 предназначены
для соединения электросистемы ракеты с контрольной аппаратурой.
Розетки бортового и контрольного разъемов установлены в нижней
части приборного отсека: впереди — контрольный разъем, сзади —
бортовой. Вилки бортового и контрольного разъемов устанавлива-
ются на жгутах контрольной аппаратуры.
Разъем 16 контроля ПИМ и ПП устанавливается на правом бор-
ту приборного отсека и состоит из колодки и крышки. В колодку
вмонтировано шестнадцать латунных посеребренных контактов, ко-
торые штырями выходят на внешнюю сторону отсека. В крышку
вмонтировано шестнадцать лепестковых контактов. Крышка крепит-
ся к колодке четырьмя винтами. При установке крышки в колодку
разъема перемычки крышки замыкают контакты колодки попарно:
№ 1 с № 2, № 3 с № 4 и т. д. Цепи, служащие для подачи питания
к ПИМ и пиропатроны двигателя, проходят через эти контакты.
Разъем 16 контроля ПИМ и ПП предназначен для предохра-
нения ПИМ и пиропатронов двигателя от случайного подрыва их
при проверках ракеты. Вилка разъема 6 (см. рис. 24) установлена в
ТПК и служит для подключения электросхемы ракеты к электро-
схеме ТПК. Розетка разъема 17 предназначена для соединения
электросистемы ракеты со стартовой автоматикой комплекса.
Электрические цепи электросистемы ракеты по своему назна-
чению разделяются на цепи электропитания, контрольные, пуско-
вые и цепи управления в полете. Функциональные связи бортового
оборудования по цепям электропитания, контроля, команд и сигна-
лов показаны на функциональной схеме бортового оборудования
ракеты (см. рис. 22). Полный состав электросистемы и все электри-
ческие связи между блоками бортовой аппаратуры и элементами
бортового оборудования показаны на принципиальной электри-
ческой схеме ракеты (см. рис. 23, 24). Схемы изображены в обес-
точенном состоянии.
2.10.3. Функционирование электросистемы ракеты
при подготовке к пуску
При нахождении ракеты на пусковой установке разъем 17
ТПК (см. рис. 24) подключен к стартовой автоматике комплекса,
через который производится контроль цепи «Изделие установле-
но», а также наличие сигнала «Опознавательный знак». Сигнал
«Опознавательный знак» является признаком ракеты 9МЗЗМЗ при
нахождении ее на пусковой установке боевой машины 9АЗЗБМЗ-1.
Включение боевого режима производится стартовой автомати-
кой. Номиналы напряжений, время и порядок подачи питания и
команд на ракету при подготовке к пуску и во время пуска приве-
дены на рис. 25. При включении боевого режима контролируется ис-
правность цепи безопасности напряжением минус 27 В, которое че-
рез контакт 12 разъема 17 (см. рис. 24) и цепь безопасности ПИМ
поступает на контакт 26 разъема 17 в виде сигнала «ЦБ исправна».
При исправной цепи безопасности и наличии сигнала «Изделие
установлено» стартовая автоматика выдает команду «Отключение
реле» в виде напряжения 4-27 В на контакт 8 разъема 17. По
этой команде срабатывают реле 36 и реле Р2, находящиеся в бло-
ке питания И, которые отключают обмотки турбогенератора от
бортовой сети и наземного источника и выдают в стартовую авто-
матику через контакты 7, 6 реле 36 и контакт 29 разъема 17 сиг-
нал «Отключение реле». При наличии этого сигнала через 0,7 с
после начала боевого режима стартовая автоматика через разъем
17 выдает на ракету следующие напряжения:
3—1000 Гц, 22,5 В на контакты 5, 6, 7 для питания бортовой
аппаратуры;
3—1000 Гц, 140 В на контакты 1, 2, 3 для форсированной рас-
крутки гиромоторов автопилота;
~ 1000 Гц, 31,1 В на контакты 47 и 6 для форсированного нака-
ла магнетрона ответчика блока 9Б57М;
— 1000 Гц, 28,6 В на контакты 23 и 6 для форсированного на-
кала магнетрона РВ и модулятора ответчика блока 9Б57М.
Через 12 с после выдачи питающих напряжений стартовая ав-
томатика через разъем 17 производит:
переключение напряжения на контактах 6, 17 с —1000 Гц,
31,1 В на —1000 Гц, 22,5 В;
переключение напряжения на контактах 23,6 с —1000 Гц, 28,6 В
на —4000 Гц, 22,5 В;
переключение напряжения на контактах 1, 2, 3 с 3—1000 Гц,
140 В на 3—1000 Гц, 85 В;
выдачу на контакт 20 команды «Отключение ДУС» для отклю-
чения потенциометров ДУС от входа усилителя АП;
выдачу на контакт 9 команды «Включение ответчика».
В предстартовый цикл через разъем 17 на ракету могут быть
выданы команды:
«4-27 В включение команды БС» (на контакт 30);
«—27 В включение команды «Задержка» (на контакт 22).
Ракета готова к пуску. Боевой режим длится не более 10 мин.
При необходимости боевой режим может быть прекращен опера-
тором вручную в любое время или ракета вновь может быть пере-
ведена в боевой режим.
2.10.4. Функционирование ракеты при пуске
Пуск ракеты производится нажатием кнопки «Пуск» в аппара-
туре стартовой автоматики, после чего через 1,2 с происходит сход
ракеты. При нажатии кнопки «Пуск» через контакты 16, 19 разъ-
ема 17 (см. рис. 24) на борт ракеты подается постоянное напряже-
ние 27 В, которое вызывает срабатывание пиропатрона 18
(см. рис. 23) ВАБ и пироболтов крышек ТПК. Пневмозатвор ВАБ
открывает доступ воздуха из баллона в воздушную магистраль, к
которой подключены пневмоприводы 8, 9 автопилота и турбогене-
раторы 11, 12 бортовых источников электропитания.
Турбогенератор 11 выходит на режим не более, чем за 0,7 с.
Через 0,65 с после нажатия кнопки «Пуск», когда напряжение
эмззмз.оооо то-:-)
3~1000 Гц, 22,5 В, выдаваемое блоком 11 и контролируемое стар-
товой автоматикой через контакты 5, 10, 13 разъема 1/
(см. рпс. 24), достигает номинальной величины, со стартовой авто-
матики выдастся команда «Переход на БП» в виде напряжения
+ 27 В. Это напряжение через контакт 27 разъема 17 поступает на
реле 37 (см. рис. 23), реле блока 10 питания автопилота, которые
переключают питание ракеты с наземного источника на бортовой.
По команде «Переход на БП» в блоке 9Б57М производится
подготовка цепей команд КЗ и 1\4 и блокировка включения ответ-
чика от бортового источника питания.
При стрельбе по цели «Вертолет» стартовая автоматика до
команды «Пуск» выдает на контакт 22 разъема 17 (см. рпс. 24)
команду «Задержка» в виде напряжения мпнус27В. Эта команда
поступает па реле 38 (см. рис. 23), которое срабатывает по коман-
де «Переход на БП», самоблокируется и подключает к приемнику
радиовзрывателя напряжение +27 В команды «Задержка».
Одновременно с выдачей команды «Переход на БП» стартовой
автоматикой выдастся команда «Разаррет. АП» в виде напряже-
ния + 27 В на контакт 18 разъема 17 (см. рис. 24), происходит
разарретирование гироскопического раскладчика команд АП и
подключение его к бортовому источнику питания. При подаче по-
стоянного напряжения 27 В па контакты 16, 19 разъема 17 проис-
ходит последовательный подрыв пироболтов 40, 39. обеспечиваю-
щих раскрытие соответственно задней и передней крышек ТПК.
При раскрытии крышек кнопочные переключатели 43, 44 замы-
кают цепи подрыва пиропатронов двигателя.
Через 0,3 с после выдачи команды «Переход на БП» стартовой
автоматикой снимаются команды «Переход на БП», «Разаррет.
АП», «Отключение реле», «Влючение ответчика», «Задержка».
« + 27 В команда БС».
При снятии команды «Разаррет. АП» в стартовую автоматику
через контакт 18 разъема 17 поступает сигнал «Разаррет. АП» на-
пряжением + 27 В бортового источника. При наличии этого сигна-
ла через 0,2 с после снятия команды «Разаррет. АП» стартовая
автоматика выдает па контакты 21 и 15 разъема 17 постоянное на-
пряжение 27 В на подрыв пиропатронов двигателя. При открытии
крышек и, следовательно, замкнутых кнопочных переключателям
43, 44 происходит подрыв ПП двигателя, и ракета выходит из
транспортно-пускового контейнера.
2.10.5. Функционирование ракеты в полете
Траекторию полета ракеты можно условно разделить на учас-
ток автономного полета и участок управляемого полета.
Автономный полет продолжается около двух секунд.
При движении ракеты в ТПК происходит отрыв ответной части
бортового разъема 6 (см. рис. 24), находящейся в ТПК. На кон-
такте 20 (см. рис. 23) разъема 6 исчезает напряжение +27 В и
потенциометры ДУС подключаются к входам усилителей АП.
В момент пуска ракеты, при достижении давления в камере
двигателя не менее 30 кгс/см2, срабатывает сигнализатор давле-
ния 27, подавая напряжение +27 В на аппаратуру РУ и В для
подготовки схемы к подключению АП и в ПИМ для снятия I сту-
пени предохранения. При достижении линейного ускорения не ме-
нее 8g замыкается инерционный контакт ПИМ, запуская часовой
механизм. Начинается отсчет времени полета ракеты. Через
0,7—1,0 с полета ПИМ выдает команду в виде напряжения +27 В
па аппаратуру РУ и В для открытия аттенюатора в волноводном
тракте приемного устройства.
На вход аппаратуры РУ и В летящей ракеты с СПК поступают
радиокоманды ложным кодом и импульсы «Запроса». Ответчик ап-
паратуры РУ и В посылает в направлении СВР ответные импуль-
сы, по которым определяется положение ракеты в пространстве.
Выход аппаратуры РУ и В отключен от входа автопилота в связи
с передачей радиокоманд на данном участке полета ложным кодом
и обеспечивается подача нулевой команды на вход автопилота. Ав-
топилот с помощью демпфирующих гироскопов осуществляет ста-
билизацию ракеты относительно поперечных осей.
Ко второй секунде автономного полета ракета «захватывается»
СВР, станция передачи команд переходит на передачу команд ра-
бочим кодом и начинается управление полетом ракеты.
На приемную антенну ОБ-2Е-2 аппаратуры РУ и В непрерывно
поступают высокочастотные сигналы команд управления и «Так-
та». Блок 3 (9Б57М) при наличии этих сигналов вырабатывает
команду на подключение к его выходу блока управления 4 авто-
пилота. Сигнал команды К1 преобразуется в аппаратуре РУ и В в
постоянные напряжения КП, К12 (команда KI), а сигнал коман-
ды К2 преобразуется в постоянные напряжения К21, К22 (коман-
да КП). Эти плавно меняющиеся напряжения с выхода аппарату-
ры РУ и В поступают на ГРК автопилота, который осуществляет
их преобразование с учетом текущего крена ракеты, и далее они
подаются через усилители УПТ на рулевые приводы, отклоняющие
рули ракеты.
По истечении 2,5—3,5 с полета снимается II ступень предохра-
нения ПИМ, в результате чего замыкается электрическая цепь,
обеспечивающая его взведение. Взведение ПИМ (снятие III ступе-
ни предохранения) производится при выдаче на ракету команды
КЗ. По этой команде заканчивается подготовка огневой цепи сра-
батывания ПИМ. Команда КЗ блокируется в аппаратуре РУ и В.
Одновременно команда КЗ поступает на радиовзрыватель, обеспе-
чивая включение высокого напряжения на генератор, который на-
чинает излучать высокочастотные импульсы. Приемник РВ прини-
мает отраженные от цели высокочастотные импульсы, накапливает
их и при достижении определенного уровня напряжения выдает
сигнал срабатывания на воспламенитель ПИМ. Воспламенитель
воздействует на капсюль-детонатор, который через передаточный
заряд и детонатор ПИМ подрывает боевую часть.
При спаде давления в двигателе до 10—1 кгс/см2 срабатывает
сигнализатор спада давления 29 и напряжение 4-27 В через кон-
такты этого сигнализатора подается на блок управления 4 автопи-
лота, который переключается в режим повышенного усиления.
На ракетах, выпущенных после 1.09.88 г., напряжение 4-27 В с
этого сигнализатора поступает также на аппаратуру РУ и В в схе-
му подключения автопилота (см. рис. 23а).
В случае пропадания на входе приемника аппаратуры РУ и В
импульсов «Такта» или импульсов команд управления срабатывает
схема отключения автопилота и на блок управления автопилота
выдается нулевая команда. При появлении импульсов указанных
команд вновь восстанавливается нормальная работа бортовой ап-
паратуры управления полетом ракеты.
Если РВ не выдал своевременно по каким-либо причинам сиг-
нал на срабатывание ПИМ, то при выданной команде КЗ боевая
часть ракеты будет подорвана по сигналу с часового механизма
ПИМ на 25—28 секунде полета. Самоликвидация ракеты осуще-
ствляется на безопасной высоте. Вывод ракеты на безопасную вы-
соту осуществляется по командам с СПК сразу же после пролета
ракетой точки встречи с целью.
2.10.6. Функционирование ракеты при проверках и регулировках
Проверка и регулировка параметров бортовой аппаратуры ра-
кеты входит в объем технического обслуживания. Проверка борто-
вой аппаратуры ракеты проводится автоматически автоматизиро-
ванной контрольно-испытательной подвижной станцией (АКИНС)
но программе № 11. Регулировки параметров производятся вруч-
ную по специальным программам с последующим автоматическим
контролем.
Результаты контроля ракеты индицируются на табло и печа-
таются на ленте в виде номера контролируемого параметра и ве-
личины относительного отклонения параметра от номинального
значения. Программа проверки содержит информацию по объему,
методике, последовательности и времени контроля ракеты.
Перед началом проверки ракету необходимо извлечь из ТПК и
отстыковать разъем 16 контроля ПИМ и ПП двигателя
(см. рис. 23). К бортовому разъему 6, к контрольному разъему 7
и к разъему 16 подстыковываются разъемы кабелей аппаратуры
проверки ракет. На приемные и передающие антенны РВ и аппа-
ратуры РУ и В устанавливаются защитные насадки, соединенные
через высокочастотные кабели связи с АПР. В механизм разгерме-
тизации ракеты вставляется приспособление, соединенное шланга-
ми с пневмосистемой АКИПС и обеспечивающее раздельную по-
дачу воздуха к турбогенераторам бортовых источников питания и
к рулевым приводам.
Условием подачи напряжений на ракету является исправность
цепи безопасности (ЦБ) между контактами 4 и 6 разъема 16.
Если цепь безопасности не разорвана, то на АПР загорается таб-
ло «Безопасно» и через контакт 8 разъема 6 на ракету выдается
команда «Отключение реле» в виде напряжения +27 В на реле
36 и реле Р2 блока питания 11, а через контакт 29 разъема 6 на
АПР поступает сигнал «Отключение реле». Цепь безопасности ра-
кеты контролируется во время всей проверки. В случае наруше-
ния ее целостности или выхода одного из аварийных параметров
за пределы допуска обеспечивается снятие с ракеты пневмопита-
ния и всех видов питающих напряжений.
Проверка ракеты начинается с контроля цепей «ПП ВАБ», «ПП
двигателя», «Изделие установлено» путем измерения тока разряда
конденсатора, установленного в АПР, по цепи: контакт 3 разъ-
ема 16 (сигнал «ЦБ исправна») — контакт 26 разъема 6 (сигнал
«ЦБ исправна») — перемычка в АПР — контакт 12 разъема 7
(Корпус «0») — контакт 25 разъема 6 (сигнал «Изделие установ-
лено») — перемычка в АПР — контакт 13 разъема 16 (« + 27 В
к ПП двигателя») — контакт 21 разъема 6 (« + 27 В к ПП двига-
теля») — перемычка в АПР — контакт 11 разъема 16 («—27 В к
ПП двигателя») — контакт >15 разъема 6 («—27 В к ПП двигате-
ля») — перемычка в АПР — контакт 24 разъема 6 («—27 В к ПП
ВАБ») — контакт 14 разъема 6 (« + 27 В к ПП ВАБ»). Параметр
программируется как аварийный.
При исправности цепей «Изделие установлено», «ПП ВАБ» и
«ПП двигателя» на контакты 7, 23 (фаза «а»), контакт 6 (фаза
«в») и контакты 5, 17 (фаза «с») разъема 6 с АПР выдается на-
пряжение 3—1000 Гц, 22,5 В, а на контакты 1, 2, 3 — напряжение
3—1000 Гц, 85 В. С момента выдачи питающих напряжений начи-
нается отсчет времени проверки ракеты и на 30 секунде контро-
лируется ток, потребляемый гиромоторами автопилота.
Начиная с 61 секунды, когда бортовая аппаратура ракеты вы-
ходит на режим, па контакты 13 и 31 разъема 7 с АПР выдается
9M33M3.0000 К) )
переменное напряжение 30 В, а по высокочастотным связям вы-
даются команды КЗ, «Такт» и импульсы «Запроса». Одновременно
с этим подается высокое напряжение на магнетроны РВ и аппара-
туру РУ и В путем циклической подачи команд «Блокировка КЗ»,
на контакт 17 разъема 7 и «Включ. ответчика» на контакт 9
разъема 6.
В результате циклической подачи высокого напряжения в тече-
ние одной минуты происходит тренировка магнетронов и восста-
навливаются их эксплуатационные характеристики.
После тренировки магнетронов по команде с АПР на турбо-
генераторы блоков И и 12 подается сжатый воздух. Напряжение
3—1000 Гц, 22,5 В с блока 11 через контакты 5, 10, 13 разъема 6
подается в блок готовности АПР. После выхода генератора бло-
ка 1*1 на режим блок готовности АПР через контакт 27 разъема 6
выдает команду « + 27 В переход на БП» на реле 37, реле Р1 бло-
ка 9Б132, реле Pl, Р2, находящиеся в блоке питания 10 автопи-
лота, которые переключают питание ракеты с наземного источника
на бортовой. Этой же командой в аппаратуре РУ и В производят-
ся подготовка блокировки цепей команды КЗ и включение ответ-
чика.
С переходом на бортовой источник команда «Переход на БП»
блокируется сигналом « + 27 В переход на БП» от блока 11. Время
выхода на режим турбогенератора блока 11 и блокировка коман-
ды « + 27 В переход на БП» контролируются как аварийные пара-
метры. В дальнейшем функционирование ракеты контролируется
при питании бортовой аппаратуры от бортовых источников пи-
тания.
По высокочастотным связям с блока АПР, имитирующего на-
земную аппаратуру радиоуправления, через приемную антенну ра-
кеты на вход аппаратуры РУ и В подаются радиоимпульсы «За-
проса», «Такта» и команд К1—К4. Импульсы «Запроса» аппара-
турой РУ и В усиливаются и преобразуются в радиоимпульсы
«Ответа», которые ответчиком через передающую антенну и вы-
сокочастотные связи передаются в АПР для контроля работы от-
ветчика аппаратуры РУ и В.
Команды KI, К2, принятые аппаратурой РУ и В совместно с
командой «Такта», дешифруются и преобразовываются в постоян-
ные напряжения КГ1 и К12 (Команда Ki ), К21 и К22 (Коман-
да Кп ). При устойчивом прохождении команд KI, К2 и «Такта»
аппаратура РУ и В вырабатывает сигнал «Подключение АП». По
этому сигналу автопилот подключается к аппаратуре РУ и В и
постоянные напряжения КП, К12, К24, К22 поступают через блок
управления 4 автопилота на рулевые приводы 8, 9, вызывая соот-
ветствующие отклонения рулей.
Команда КЗ преобразуется аппаратурой РУ и В и в виде по-
стоянного напряжения минус 27 В поступает на РВ, включая его
передатчик при проверке энергетического потенциала.
Чувствительность приемника аппаратуры РУ и В проверяется
путем плавного уменьшения мощности передаваемых АПР радио-
команд. В момент пропадания 1% импульсов сигнала «Ответа»
или при пропадании с контакта 21 разъема 7 сигнала «Подклю-
чение АП» изменение мощности прекращается и зафиксированное
в этот момент значение измеряется АПР.
Проверка параметров автопилота осуществляется контролем
сигналов с потенциометров обратных связей рулевых приводов на
контактах 7 и 8 разъема 7 относительно корпуса «0». При про-
верке работы автопилота в режиме стабилизации (проверка пе-
редаточных чисел ио входам демпфирующих гироскопов) па кон-
такты 29 и 30 разъема 7 с АПР подаются калиброванные сигна-
лы, имитирующие сигналы с ДУС.
В течение всего времени проверки с АПР выдастся напряже-
ние +27 В бортового источника литания па контакт 32 разъема 7
для имитации срабатывания сигнализатора давления 27.
Вывод аттенюатора аппаратуры РА’ и В осуществляется по-
дачей напряжения +27 В бортового источника с АПР на контакт
7 разъема 16.
Переключение автопилота в режим с повышенным коэффи-
циентом усиления по радиокомандам, что соответствует пассивно-
му участку полета ракеты после окончания работы двигателя,
имитируется подачей напряжения + 27 В (бортового источника) с
АПР на контакт 28 разъема 7.
3. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ ЖСПЛУАТАЦИОННЫХ
СВОЙСТВАХ РАКЕТЫ
3.1. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ПОДХОДЫ И НАДПИСИ НА РАКЕТЕ
В конструкции ракеты предусмотрены эксплуатационные подхо-
ды к местам подачи воздуха и ко всем местам проверок и регу-
лировок бортовой аппаратуры.
Схема расположения надписей и мест эксплуатационных подхо-
дов на корпусе ракеты приведена на рпс. 27 (в сплошных рам-
ках — надписи красного цвета, остальные надписи — черного
цвета).
Расположение надписей и мест эксплуатационных подходов на
корпусе ТПК приведено на рис. 28 (в сплошных рамках — надпи-
си желтого цвета, остальные надписи — черного цвета).
Надписи, нанесенные на окрашенные поверхности корпуса, бло-
ка крыльев, подразделяются на эксплуатационные (предупреждаю-
щие и информационные) и маркировочные.
Предупреждающие надписи (красного или желтого цвета) об-
ращают внимание на особо важные узлы, требующие осторожного
и внимательного обращения с ними: «Контроль ПИМ и ПП», «Ан-
тимагнитная зона», «За крылья не браться», «Не становиться».
Информационные надписи (черного цвета) указывают место-
нахождение эксплуатационных узлов и подходов, например: «Ре-
гулировка + 13,5 В —0-----13.5 В». На приборном отсеке ракеты
предусмотрены следующие места эксплуатационных подходов с
и н фо р м а цион н ы м и и а д п и с я м и:
На левом борту (по полету):
Отверстие для подхода к регулировке аппаратуры РУ и В, за-
крываемое резьбовой пробкой, и надпись «Регулировка +13,5 В
-О------13,5 В».
Люк с крышкой для подхода к регулировке аппаратуры РУ и В
и надпись «Регулировка частоты».
Отверстие для продувки собранной ракеты сухим воздухом и
проверки ее на герметичность, закрываемое резьбовой пробкой.
На правом борту:
Механизм разгерметизации, корпус которого используется для
установки приспособления, обеспечивающего подачу воздуха при
проверках, и надпись «Подача воздуха».
Отверстие (технологическое) для регулировки блока питания
9Б132, закрытое резьбовой пробкой.
Крышка с отверстием для подхода к хвостовику переходника,
предназначенного для переключения литеров аппаратуры РУ и В.
На приборном отсеке снизу установлены два электроразъема и на-
несены надписи «Контрольный разъем» и «Бортовой разъем», на
правом борту установлен электроразъем для контроля цепей ПИМ
и ПП двигателя и нанесена надпись «Контроль ПИМ и ПП».
Местами опор изделия при эксплуатации являются зоны отсека
№ 4 у стыка с отсеками № 3 и № 5. Опора изделий на эти зоны
обеспечивается конструкцией штатных средств наземного обору-
дования.
Маркировочные надписи предназначены для нумерации ракеты
и ее частей. На левом борту приборного отсека наносится номер
ракеты.
На каждом обтекателе антенны пятого отсека с обеих сторон
нанесены круги красного цвета для передающей и черного цвета
для приемной антенны.
На корпусе ракеты в зоне стыка № 4 с отсеком № 5 наносится
надпись «Верх при закатке», а па обтекателе отсека № 5 наносится
номер ракеты.
3.2. Обеспечение сохранности ракет
Сохранность ракеты в процессе транспортирования и при хране-
нии в заданных климатических условиях обеспечивается конструк-
тивными и эксплуатационными мерами по защите корпуса, мест
подвижных соединении и особенно сварных швов от загрязнения и
коррозии.
Конструктивными мерами являются герметичность ТПК, а также
герметизация мест стыковки приборного отсека с двигателем, люков
и пробок, мест установки электроразъемов и выводов осей рулей,
которая достигается за счет постановки уплотняющих прокладок и
манжет из резины. Поверхности корпуса ракеты и ТПК грунтуются
и окрашиваются лакокрасочными покрытиями. Металлические не-
окрашенные части и места подвижных соединений смазываются
консервационной смазкой.
Эксплуатационные меры по обеспечению сохранности ракеты за-
ключаются в проверке ТПК и приборного отсека на герметичность,
продувке ТПК и приборного отсека сухим воздухом для удаления
водяных паров и конденсата на внутренних частях корпуса ракеты
и ТПК, а также в консервации ракеты и ТПК.
Законсервированная ракета устанавливается и крепится в ТПК,
который после закрытия крышек продувается и проверяется на
герметичность сухим воздухом.
3.3. ЗАПАСНЫЕ ЧАСТИ, ИНСТРУМЕНТ И ПРИНАДЛЕЖНОСТИ
Для обеспечения эксплуатации ракет в войсковые части посту-
пает комплект запасных частей, инструмента, принадлежностей
(ЗИП), упакованный в ящики.
С помощью ЗИП производится замена отдельных деталей и
узлов, а также восстановление надписей и лакокрасочного покры-
тия корпуса ракеты, ТПК и кассеты.
Условия хранения ЗИП и его использование изложены в Ин-
струкции по эксплуатации ракеты.
4. ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОЙ КОНТЕЙНЕР И КАССЕТА
Транспортно-пусковой контейнер (рис. 2) предназначен для
хранения, транспортирования и пуска ракет.
Габаритные размеры ТПК:
длина — 3255 мм;
ширина — 342 мм;
высота — 396 мм.
Масса ТПК — 35 кг.
Транспортно-пусковой контейнер (см. рис. 3) состоит из сле-
дующих основных узлов:
корпуса 37;
передней 50 и задней 40 крышек;
механизма закрепления ракеты 44;
механизма электроразъема 47;
механизма переключения литеров 48;
пружинного и кулачкового механизмов и кнопочного переклю-
чателя 49 передней крышки;
пружинного механизма 4 (рис. 29), кулачкового механизма и
кнопочного переключателя задней крышки (рис. 30).
Корпус контейнера представляет собой трубу квадратного се-
чения, изготовленную из листового алюминиевого сплава и по
краям усиленную шпангоутами. На верхней стенке корпуса име-
ются поперечные балки, на которых расположены узлы подъема 38
(см. рис. 3). В нижней части корпуса имеются бугели 43 для за-
крепления ТПК на пусковой установке, на ТЗМ и в кассете.
Внутри корпуса установлены кронштейны 42, 45 в которых за-
крепляются три нижних опорных бугеля ракеты в транспортном по-
ложении, и направляющая 39, по которой скользят два верхних та-
келажно-пусковых бугеля ракеты при сходе.
В закрытом положении передняя и задняя крышки ТПК удер-
живаются пироболтами. Открывание крышек при пуске обеспечи-
вается силой взрыва пироболтов. Для открывания крышек допол-
нительно применяются пружинные механизмы.
Пружинный механизм 1 (см. рис. 29) и пироболт 4 предназна-
чены для открывания задней крышки 2 ТПК. Тарельчатая пру-
жина 6 снижает усилие открывания задней крышки при давлении
внутри ТПК ниже атмосферного. Открывание задней крышки 3
(см. рис. 30) контролируется кнопочным переключателем 1, кото-
рый замыкает цепь подрыва ПП двигателя.
Передняя крышка 7 связана с кнопочным переключателем 4 с
помощью тяги 6 и кулачка 5. Фиксация передней и задней крышек
в открытом положении обеспечивается защелками 2 и 8. Подрыв
ПП двигателя может быть произведен только при открытых перед-
ней и задней крышках ТПК.
В транспортном положении, при хранении и перед пуском ра-
кета закрепляется в ТПК за задний нижний опорный бугель меха-
низмом закрепления (рис. 31). Перед погрузкой на пусковую уста-
новку упор 1 за ручку 12 поворачивается в положение, показанное
на виде Б, и ставится на защелку 9. Предварительно необходимо
ослабить гайку и установить ушковый болт 10 в держатель пру-
жинный 11.
При пуске газовая струя ударяет в лопатку рычага 6 и срезает
болт срезной 7, рычаг 6 наклоняется и с помощью тяги 5 повора-
чивает серьгу 4, освобождая рычаг 2. Рычаг 2 поворачивается в
кронштейне 3 и под действием пружины 8 освобождает бугель ра-
кеты. Положение частей механизма после пуска ракеты показано на
рис. 31. Пружина 5 (см. рис. 29) служит для закрепления крыш-
9M33M3.000O ТО-Э
ки 3 в закрытом положении при транспортировке ТПК после
пуска ракеты. Такая же пружина предусмотрена для закрепления
передней крышки.
Механизм электроразъема (рис. 32) предназначен для соедине-
ния электрических цепей ракеты с электрическими цепями пусковой
установки и для их разъединения во время пуска.
Вилка бортового разъема 1, установленная в колодку 3, соеди-
нена кабелем с розеткой 4 электроразъема ТПК. При установке
ТПК на ПУ розетка 4 стыкуется с вилкой ПУ. Колодка 3 закреп-
лена на рычагах 6 в поднятом и состыкованном с розеткой борто-
вого разъема 2 положении. Вилка разъема удерживается пружин-
ным механизмом 5 (положение «а»). При сходе ракеты вилка 1 и
колодка 3 движутся вместе с ракетой, поворачивая рычаги G. По-
сле перехода мертвой точки пружинный механизм поворачивает
рычаги до упора 7 (положение «б») и вилка разъема 1 отстыко-
вывается от ракеты. Весь механизм смонтирован на крышке 8.
Конструкция устройства для переключения литеров приведена
на рис. 33. Литер аппаратуры РУ и В переключается при помощи
ключа, который через кожух 1 вставляется в механизм переключе-
ния литеров 3. Кожух приклеен к крышке 2, которая крепится к
корпусу ракеты винтами 4. Другой конец кожуха закреплен на кор-
пусе ТПК 5. При сходе ракеты кожух 1 отрывается по месту под-
клейки к крышке.
Установка ракеты в транспортно-пусковой контейнер произво-
дится со стороны переднего торца ТПК при помощи специальных
приспособлений. Для продувки ТПК сухим воздухом и выравнива-
ния давления в нем с давлением окружающей среды при авиа-
транспортировании и парашютном десантировании имеется отвер-
стие, закрытое пробкой 3 (см. рис. 29).
Во время хранения и при перевозках автомобильным, железно-
дорожным, воздушным и водным транспортом ТПК устанавлива-
ются в кассету по три штуки (рис. 35).
Кассета (рис. 34) оборудована ловителями 1 для закрепления
тпк, узлами 4 скрепления кассет, серьгами 2 для подъема, пере-
мычкой 3 для заземления кассет между собой.
В передней части кассеты имеются четыре опоры 5 под крышки
ТПК, которые предохраняют корпус ТПК от изгиба при больших
перегрузках в случае парашютного десантирования пакета.
Габаритные размеры кассеты:
длина — 3350 мм;
ширина —- 1250 мм;
высота — 548 мм.
Масса кассеты — 100 кг.
На рис. 36 показан пакет из четырех кассет, установленных
друг на друга и скрепленных между собой.
Общий вид ракеты
Рис. 1
i
I
Общий вид ТПК
со
2
со
со
i • г
Рис. 2
t
9M33M3
9M33M3.0000 то-э
ч
«
«
t
9
*
Компоновка ракеты
«>
ПОКАЗАН В ПЛОСКОСТИ ЧЕРТЕЖА
9
3J
V
приборный ОТСЕК
• »
а
«
ВОЛНОВОА Н АННИНА ПОКАЗАНЫ В ПЛОСКОСТИ ЧЕРТЕЖА
(ПРАВЫй ВОРТ)
S1
FlMImit
Lill
U.JJ
-г-т
Т-Г-
-д|ИИЙЛ
^р-г-т-гт-т
’-т
*
1
I
i
I
*
I
''‘w
32
jUJlA
।
:ТТ
’/
t
«
31 30
ОТСЕК НУ
1
♦
t
—
1
29
/
«
28
АВ Я Г КТЕ АВ
(ОТСЕК N*4)
ВИД РАКЕТЫ В Т РАНСПОРТНО— ПУСКОВОМ
КОНТЕЙНЕРЕ
ПОКАЗАНО В ПЛОСКОСТИ ЧСРТЕЖА
18
I
1
1 - «Ха
*
* .
X
«
А
>21.
23
24
I
«
<
1
s
/7
Л
Отсек N' 5
I
1
>
е
38
37
48
I
/
40
3
1—конус; 2—передающая антенна радиовзрывателя;
рулями; 6—’блок питания 9Б132; 7— воздушно-арматурный блок; 8
знрования 9Б57М; 10—блок управления автопилота 9Б387М;11 — предохранительно-исполнительный механизм 9Э116М;
—передатчик радиовзрывателя 9Э316М-1; 4— рулевой
блок; 8 —приемник радновзрывателя 9Э316М-1; 9—
привод; 5 — механизм управления
9—блок радиоуправ юния и
12—боевая
радиови-
•..к 11. 9111 <»,
%
13—пиропатрон УДП2-3; 14—воспламенитель; 15—маршевый заряд; 16—разгонный заряд; 17—волновод; 18—подшипник блок
крыльев; 20—антенна радиоуправления;» 21—антенна радновнзировання; 22, 34 — такелажно-пусковой бугель; 23—наконечник;
а
кры и.< и;
19
г>. |< >1<
26—электроразъем ПИМ; 27—сигнализатор давления; 28—двухрежимный двигатель
2 I. 2' » - опорный
бугель; 25 — пирозащитное устройство ПП двигателя; _
зетка бортового разъема; 31—розетка контрольного разъемЪ; 32—приемная ;
36—радиопрозрачный обтекатель; 37 — корпус ТПК; 38—узел подъема; 39 — направляющая;
штейн; 43—бугель; 44—механизм закрепления ракеты; 46—втулка; 47 —механизм электроразъема; 48—механизм переключения
почный переключатель; 50—крышка передняя
антенна радиовзрывателя; 33—сигнализатор
шравляющая; 40 — крышка задняя; 41 — наг
спада давления;
направлявицля;
12,
«
Рис. 3
♦
30
с>
15
литс|и>в; 49
p"
руль;
К|ЮП
hit»
X
ИГЛ / ИКА ,М /.
34
22
t
и
< 33
24
t
27
а
♦
а
«
*
I
<
38
39
43
42
43
%
/
«
*
у
1
Связь между земной и измерительной системами координат
Рис. 4
Связь между условно-неподвижной и связанной системами координат
Рис. 5
2
со
Упрощенная структурная схема контура управления
Контур стабилизации
ГРК
П KlQfz)
Ki(Kn)
Аппаратура
РУ и В
К1(К2)
СПК
Ki (К2)
СРП
UB г.
6ц(6т)
швммиммамвааш
РУЛЕВОЙ
ПРИВОД
I [ДЕМПФИРУЮЩИЙ} ч?- (4*)
Г ГИРОСКОП Г*
С^прСРи^
Lpnp(fip.np)
Ра ке та
ат(с£п)
EMA ТИЧ ЕС КОЕ С( j frfjj
ЗВЕН01 Г*
Сц.(Ви)
-tp(fip)
Кинематическое
звено 2 “*
з
3
СС
о
в
со
Si ($ц)— угол отклонения рулей
«I («П)— угол атаки ракеты
£р , 5ц (рр . )— угловые координаты ракеты и цели
$р.пр, ец.пр (Зр.пр, Г^ц.пр) — приборные значения угло-
вых координат ракеты и цели
Депр(Д^пр)— угловое рассогласование ракеты отно-
сительно кинематической траектории
Kl(Kll)— команды управления (выход блока 9Б57М)
К^Кг)— команды управления с учетом текущего
угла крена
Ид.г.— сигнал обратной связи по цепи демпфирующе-
го гироскопа
А(Т)— угловая скорость ракеты относительно попе-
речной оси
КБЦ— координатный блок цели (ССЦ)
КБР— координатный блок ракеты (СВР)
7
Кинематическая
1—рулевой привод; 2—ушковый болт; 3—гайка; 4—эксцейтриковый болт; 5—поводок; 6—пружинная тяга; 7, 14—руль; 8 13—ось- 9—манжета-
10—подшипник; 1А —хвостовик руля; 12—конусный болт; 15—шток рулевого привода
Рис. 7
Блок крыльев
3
1—крыло; А, Б—консоли крыла;
В—отверстие; 2—шпангоут; 3—ось; 4—пружина; 5-—штифт; 6—наконечник; 7—болт;
10—механизм раскрытия; 11—серьга; 12—пружина; 13—пружина; 14—крышка
8—ползун; 9—прижим;
Рис. 9
Двигательная установка
Л
15
16
10
11
вкладыш; 13—теплозащитное покрытие;
42
43
50
51
5
w
£
26
27
28
29
30
20
31
38
37
36
44
45
49
1, 14—гайка; 2, 4, 15—прокладка; 3—упор; 5, 7—вставка; 6—теплозащитный слой;
8—труба; 9—рейка; 10—решетка; 11—чаша; 12—: ,, , _______,____ ___г „
16—диафрагма; 17—заглушка; 18—вкладыш; 19—сопловой блок; 20—такелажно-пусковой
бугель; 21—разгонный заряд; 22—упор; 23—маршевый заряд; 24—диск; 25—винт;
26—шайба; .27—донышко; 28—пиросостав; 29—корпус; 30—электрозапал; 31—переднее
днище; 32—пиропатрон; 33—плата; 34—патрубок; 35—выступ; 36—штуцер; 37—колпа-
чок; 38—чаша; 39—шпилька; 40—передний опорный бугель; 41—корпус; 42—футляр;
43—воспламенитель; 44—крышка; 45—сухарь; 46—порох;
49—задний опорный бугель;
44—футляр
50—вкладыш; 51—обойма; 52; 53—кольцо
Сигнал на входе аппаратуры РУ и В
1 До ПОДАЧИ РАЗОВЫХ КОМАНД КЗ,К4 .
ГАНГ"'
_ТАКТОвЫЙ О ИНТЕРВАЛ
2. При подаче разовой команды КЗ
КОМАНДА ВЗВЕДЕНИЯ РВ
Т К5^^\КЗ КЗ Kt К2 КЗ КЗ КЗ Т КЗ
3. При подаче резервной разовой команды К4
СО
СО
О
К4 К1 К2 К4 К4 Т
О
о
£
Широкими импульсами условно^ обозначены кодовые комбинации соответствующих команд и начало тактового
интервала («Такта»),Команды KI, К2 влево от нуля (середины тактового интервала) —положительные вправо
— отрицательные, на рисунке К1>0 иК2<0 даны условно.
9МЗЗМЗ
ВКЛЕПКА Л* 2.
Гприемная АВС
(БЛОК 06-26-2)
Передающая АВС
(БЛОК 66’26’1)
58
57
(БЛОК 06’35)
МВ
циркуля-
тор
Линия
задержки
Видео-
усилитель
12 Шунти-
рующий
КАСКАД
Функциональная схема аппаратуры РУ и В
блок ВЫРАБОТКИ КОМАНД (0Ь~4б) .
13 Ампли-
тудный
селектор
8 Селек-
торный
каскад
9 Схема
задержки
АРУ
10 Интег-
ратор
с пиковым
детектором
11
Усилитель
мощности
; [СХЕМА ФОРМИРОВАНИЯ
и
ИМПУЛЬСОВ СТРОБА АРУ
43 ждущий
мультивиз-
РАТОР
Ждущий
БЛОКИ РЕ-
ГЕНЕРАТОР
47
Запускаю-
щий каскад
Эмиттер-
ный повто-
ритель
Ответчик (блок 06-5АМ)
54 Высоко-
частотный
генератор
60
55
Источник
питания
55
Модуля-
~ ТОР
52
Подмоду-
ля ТОР
УПТ (БЛОК 06’674)
Схема
коммута-
ции входа
06-М
Схема
КРММУТА-
ЦИН
ВЫХОДА
0Б-8М
21 Схема Д
ФОРМНРОВА-
ния импуль-
сов
22
Линия
задержки
Т4 мксек
23 Схема
ФОРМИРО-
ВАНИЯ
импульсов
Схема 'формирования команды к4
♦Ц 5 В
-15.5 В
62
ДЕЛИТЕЛЬ
НАПРЯЖЕНИЯ
27В
61
20 Линия
ЗАДЕРЖКИ
TjMkc
1S Схема
формирова-
ния ИМПУЛЬ-
СОВ
'14
Видео-
усилитель
17 Схема
формирова-
ния импуль-
сов
15 Схема
вания
формиро-
ИМПУЛЬСОВ
Эмиттер-
ный повто-
ритель
16 Линия
” ЗАДЕРЖКИ
А
Селектор
импульсов
команды к3
76 селектор
импульсов
КОМАНДЫ К2
ЖдущиП
блок ине-
те НЕРАТОР
Запуска-
ющий
каскад
50 Схема
формирования
иМПУЛЬСОВ ЗАПУСКА
ОТВЕТЧИКА
Схема
43 Испол-
нительное
реле
27 Селектор
импульсов
команды К1
-- ---
51
Усилитель
мощности
и, |—| _ III
24 Селектор
импульсов
КОМАНДЫ
*4
*
37 ФОРМИ-
' РУЮЩиЙ
КАСКАД
38 Видео-
усилитель
с интсена-
тором
39 Двух-
каскадный
УПТ
СХЕМА ФОРМИРОВАНИЯ КОМАНДЫ Kj
— ——
Л Форми-
рующий
каскад
34 Видео-
усилитель
С ИНТЕГРА -
ТОРОМ
35 Двух-
каска д ный
УПТ
40 ИСПОЛ -
НИТЕЛЬНОЕ
РЕЛЕ
J6 Исполни-
ТЕЛЬНОЕ
РЕЛЕ
Схема формирования напряжений
команд К2
59
НА АП НА АП
1 wa РВ
8 Линия
задержки
ТгМКС
*
31 Форми-
рующий —
КАСКАД
52
Ключевой
> КАСКАД
[ Схема сформирования напряжений !
’ * КОМАНД К1
29 Форми-
рующий
КАСКАД
J.
50
Ключевой
КАСКАД
Селектор импульсов такта
Видео-
усилитель
3MUTTEP-
ный
ПОВТОРИТЕЛЬ
Схема отключения автопилота
44 ДВ7ХКАС-
КАД ный
УПТ
43 Видео -
усилитель
С ИНТЕГРА-
ТОРОМ
42 Форми-
рующий
каскад .
*
41 Схема
двойных
СОВПАДЕНИЙ
лк
УПТ (БЛОК Об’ВМ)
Схема
комму-
тации
ВЫХОДА
ОБ-ЕМ
у сил и тель
ПОСТОЯННОГО
ТОКА
Рис. 12
Демоду-
лятор
Усилитель
НИЗКОМ
ЧАСТОТЫ
Модуля-
тор
L&
Схема
коммута-
ции ВХОДА
ОБ-ЕМ
I
Принцип управления ракетой, не стабилизированной по крену
Вид по полету
Функциональная схема автопилота
Рис. 14
5
Электромеханическая схема рулевого привода
КОМАНДА УПРАВЛЕНИЯ J
ДУС -1
s
г:
УПТ
I
Совмещенные диаграммы антенных систем радиовзрывателя
Рис. 16
Общий вид ПИМ
О
ф
1 стакан, 2 колодка, 3 вилка разъема; 4—кулачок; 5—часовой меха-
низм; 6—кольцо; 7—кольцо; 8—колодка; 9—крышка; 10—корпус; 11—ко-
лодка; 12—поворотная втулка; 13—предохранительная пластина; 14—де-
тонатор
f
Электромеханическая схема ПИМ
R1
^278
I
Общий вид воздушной системы
Схема действия редуктора
28 29 30
12,
26—трубопровод; 2—коллектор; 4—винт; 5—плунжер; 6, 8—упор; 7—пружина; 9—фильтр; 10—корпусу,
13—корпус заправочной горловины; 14—гайка; 15—заглушка; 16—игла; 17—колодка; Г“
20—редуктор; 21—пневмозатвор; 22—пиропатрон УДП2-3; 23—турбогенератор блока питания 9Б132;
левой блок; 28—клапан; 29—седло; 30—пружина; а—дросселирующая щель
ции;
11—механизм разгерметиза-
18—воздушно-арматурный блок; 19—бобышка;
24—турбогенератор 9Б139; 25, 27—ру-
Рис. 20
Инв. № 3/3424
3
л •
3
9МЗЗМЗ
9M33M3.0000 ТО-Э
*
Функциональная схема включения С.С.Д. изделия 9МЗЗМЗ,
| выпущенного с 1.09.88 г.
в •
f (Дополнение к Рис. 22) '
Рис. 22а
ч
9МЗЗМЗ
ч
ч
ч
9M33M3.0000 ТО-Э
Функциональная схема электросистемы ракеты
ВКЛЕЙКА л» з.
ГЧ
Контрольный разъём
7
I
«а
1
<)
ю
Антенна
передатчика
Передатчик РВ
93316МЧ
^4
а
39
t
п'ироьолт
h
Открытие
передней
крышки
ТПК
[
J
О Q
+216КПП ДВИГАТ
Кнопочный переключатель
передней кАышки
ч
с
с
ZJ
О
I
Кнопочный переключатель
задней крышки
Г
S3
i
Команда КЗ__________
Импульс запуска_______________
50Ь_____________________
3 z 1000 /40/456,• ±22,54
Питание автопилота
12
3-10 10 Гц 14О/В5В^22,5В
I
о
Сигналы обратных связей
Вы ДОД УСИЛИТЕЛЕЙ
'ОБРАТНАЯ СВЯЗЬ УСйлйтЁлЁн
Команда КЗ
Переключение режимов АП
Приёмная антенна
0Б-2Е-2
Блок ПИТАНИЯ
автопилота 9б389М
Мл
Эс
3
I
i
1
*2?БкПП ДВИГДТ.
4J
Ч|
к
I
Рулевой
привод т к
9В388М
Турбо-
генератор
96139
( ВАБ ]
Пиропатрон
УДП2-3
I
>1
36
9
»
Команда „Задержка
И) РХ9
<}
11
. Сигнал
[„Отключение реле"
г"
I
J
РЭС9
ПРИЕМНАЯ АНТЕННА
Подключение АП
3
-
4
Выход М
Вывод АТ
29
Приемник РВ
9Э316ММ
Команда №
1
Приемная
антенна
Аппаратура РУ и В
блок 9В57М
Г
Сигнализатор
СПАДА ДАВЛЕНИЯ
+27 В
•«
О
2
<1
ДВИГАТЕЛЬ 9Д15
Рулевой
ПРИВОД И К
96388М
«о
ч
*
«
см
МЛ
I
I
Эс
блок ПИТАНИЯ 96132
а
/
Л
37
I
сч
сч
I
*
РЭС10
чг
%
г}
§
I
кэ
§
iS
§
Бортовой
1
5
I
у?*
Гз
Uj
I
«о
5
5
I
§
a
5
%
t
т
1 Г
L
ч
т
г
т
4
1
46
I
V
РАЗЪЁМ
Т
ч
-
/
Разъём траиспортно-пусковою контейнера
t
I
«
Рис. 22
^3
I S
11 p и м e ч и н и e
С 1.09.88 r. на
изделиях
5
а
1 *
I
S
1
«
ус i зиаилнвается
и йиеиеннии
к»
*/
I
2
1
5
С
«Л|
t
сигяаллзатор спада давления
приведена на рис. 22а.
24 Ф'/нкшюязльная
< >.<ма
ЭТИМ СИ1 ИЗЛИ 13 г ->ром
блок
управления автопилота
96387М
5
5
ч
гч
к>
I
5С
§
«5
5
I
*
к
«
k
ч
J
3
§
сч.
I
★27В
26
о
рч
СИГНАЛИЗАТОР ААЬЛСНИЯ
ч
»
\
kJ
>1
Пиропатроны УДП2-3
4
Антенна ответчика •
0Б-2Е-1
ч
5
ч
6
_4
Разъём контроля ПИМ и ПП
17
а
г
> Я
- • I
/
ч
г
Сигнал ,Мб исправна^
•27 В:
+27 В
Вывод АТ
Выход ИК
Команда КЗ
16
1
А
ПИРОбОЛг
«4
ч
Открытие, задней
крышки тпк
ч
9M33M3.0000 2.БЭ-Э
ч
V
9 М 33 М3
9M33M3.0000 ТО-)
Эле» грическая принципиальная схема включения
9МЗЗМЗ, выпушенного с 1.09.88 г.
С.С.Д. изделия
(Дополнение к Рис. 23)
Рис. 23 а
* 9M33M3
9M33M3.0Q00 ТО-Э
Принципиальная электрическая схема ракеты
3
5
5
&
ВКЛЕПКА АА 4.
ОБ-2 £-2
0Б-2Е-1
§
6
6
10
15
10
-Xb
•хь
К Ж Я
*21В о&ц*»
Д п- СИГНАЛ
о „ЦБ ИСПРА*Н/1
/5
14 *”ЗхП
- г -19 Вслед М(?РА5АТМВЗ Г£
=у~*/0 ЛулС4//Г^(У454^37
26
27
16
15
DAOK ПИТАНИЯ
автопилота 9ББ89М
7^1
- dot) Гц.
<~ллл _а от J
*22,50
-22,5 В
Ч00051^5Вф 6"
мр Г
4000KiU<yiil!(p,C“
-ЮЮЫ4МЯ££
39
31 \КУАВМ(КОРПУС.(Г^
Блок управления
АВТОПИЛОТА
9Б387М *
Сигнупрдвл К22
Сыгн К2!_
Сипзпмм Kf2
(итнмрлм КН
14
1-1
71*27/} Рулевой привод г~
9ВЗВ8М
В03Д9АСЛРК 2
nt |3*м44 усилитЁлй
го в_клп*£А
24
ОС И КАНАЛА
ПС ОС УСИЛИТЕЛЯ
6 -zt_b
7 *27 R
Рулевой привод — 9
ос 4
9Б388М
Вомни* I 2
11
о
ОС УСИАН ТЕЛЯ
I КАНАЛА
-21В з а ч пленного
Ц£ ч <-4
Выход УснлитЕлЯ
ТКАНЛАА
ОС IКАИ4АА
U МЭРЫ BATE Ab 9ЭМ6М-/ I I 5 AOK ПИТАН w я 9Б132
*2П. /5 |
с .а" Ж I
-^/ЮГ'Я .71 Я. Ф Л' 71
9 .0“ «1
-^XFt..Z.5£ jj? 4]
e
К1
|g - tOto bT4Sfii.5i <p*<r
3 Корпус
2 -27 В
11 *27 В
I ~Ю00Е1д5ВфЛ“
19 *!7ВЫлоч ответу
h6>
[V ~г^бБ7ГШ'Ь2'^А '
U л сонАнЛл J \JlfkitOAMbn \
Аппаратура РУ и 5
Блок 9Б57М '
14 \S
12
$ 1 [д»Ц04 06-ЗБ **! 1J 1-3
12 О "1
ПЗУ
nUPOriATPOHQS
ДВИГАТЕЛЯ
Пироболт
ПЕРЕДНЕЙ
КРЫШКИ
Секретно. Инв. № 3/3424
Принципиальная электрическая схема ТПК
ПМРОбОЛТ
ЗАДНЕЙ
КРЫШКИ
Коробка ограничительных
СОПРОТИВЛЕНИЙ
5
Кнопочный переключатель
Кнопочный переключатель
9M33M3.0000 2БЭ-Э
передней крышки
ЗАДНЕЙ КРЫШКИ
Рис. 24
12 13
50
Гра ик подачи напряжений и прохождения команд при подготовке и пуске ракеты
Пуск
боевой режим до 10мин
Подготовка ракеты
(15 с не более)
Сход
ин 1
клеим
гпк
28
Наименование
"Корпус ТО11
Питание
-27В от С А
Назначение
Питание
Форсаж 12* 1с
10,51 /С
Пусковой цикл
25
/2
26
19
5.6,7
Нзделие установлено
-276 общий_________
ЦБ испцабна_______
Отключение реле
Отключение реле
Питание
нормальное
-27 В 6 СА
-27В отСА
-27В отСА
^27В от СА
*27В В СА
5-1кГц,22,5В от СА
3^1кГя,22,5В от 6П
1,2,3
23
17
Питание
гиромоторов
Питание форсажной
(разы „а"
Питание форсажной
Фазы „ С"
34j^uj4pfB58pmCA
3-'1кГц,мо/б$ВотБП
~1кГц,26,6/658 от СА
~ 1_кПц, ?Д6/??,За от 61[
ЧкГц.ЗЦ/П^ВотСА
~1кГл, 22,5В от 6П
20
Отключение ДУС
Включение
ответчика
+27В отСА
»27В от СА
♦27fl от 6П
Сигнал
Питание
Сигнал
Команда
Сигнал
Питание
Питание
Питание
Команда
Команда
Питание
tippsc
Ч\\Ч\\ \\\ \ \ S \\ \\ \ \\ \ \\ \ ч
ЬХЖЖ*
SSSSS ZSSSSSSS SSSSSSSSSSISSSSSSSSSSSSSSSSSSSSSSSI
яжж
VAWAWA44T^
hXXXXXXXV
fl ХХХХХХХ ХХХХХХХХХХХХЛ хххххххххххххххххххл
22
1639_
10,13
27
Задержка
Подрыв ПП ВАБ (ПУСК)
Выход 6f[ на режим
Переход на БП
•27В отСА_______
»27В от 6П
*27ВотСА
3-1к%22,5В 6 СА
*27В от СА
*27В от БП
Вкл. команды
Команда
Команда
Сигнал
Команда
Питание
16
16,19
15,21
Питание
s sssssssssssssssssss
tf-0,02C
2SSSSSSSS3SS S
^xvxxxxv^^xxxx^^xxxxx^xaaxxx^xkxxxxxxxxxxxxvxvxxxxxv^xvxyvxv
1
\\\\K\\X\X\V\XX\\k\\\X5XX\\\>\X\XW«\\X\X\\\XW\XXl\X\\>
<\\\\\\\\\\\\\\v\vx\\
2
5
^v.v^kxx\xxx\\\xx\xxx\x\\xxxxxx\\xxxxx\\x>
lWWWXWXVWWV kWWWWWWWWV XV
т
kXXXXXXXXXXXXXXXX»XX4 >- л ^^ХХХХХХЧ^ХХХХУХХХХЧХХЧХУУХХЧ
5
Разаррет. АП
ПодрыВ пироболтоВТПК
Подрыб ПП двигателя
*21В от СА •
*27В отбП
t27B отСА
t27B от СА
Команда
Сигнал питан.
Команда
Команда
ti= 0,01с
Ь=И65с
юхк к\\\\\\\\\х\\\\\\\х\\
SXXVV>SXV4XXVQV*JVQQ<X VVWVQ*KW*WWWK XV,
XXXVAVN<№XV\\\\
1
ii^\wxKX\xx\xx\xvwxx\\w\xxx\xxxxxv\t<v лхххлх^ »
ti'JkOlc
WXVXXA
।
-1 (Время)
tio*O.3tO,O6c
tns 0,02с
] tfr 41-0,16с
ti - бремя подачи на ракету напряжения -27В
ti~ 6р$Мя Выработки стартовой автоматикой
команды „Отключение реле*
tj - Время Выдачи сигнала „ Отключение реле “
1л- бремя подготовки стартовой автоматики для
подачи на ракету питающих напряжений
t$ бремя Выработки команд „ Включение ответчика*
„Отключение ДУС"
97
tj Время подрыба пиропатрона ВАБ
tj бремя Выхода на режим блока питания
tg-Время Выработки команды „ Переход наБП”
tf - Время перехода бортоВого оборудования на
питание от бортовых источников
t/д - задержка на разарретирование АП
tn Время Выработки команды на под рыб ПП двигателя
tf2- бремя до отрыВа бортоВого разъема
tn-Время длЯг-кднтроля разирретироЬиния АП
Рис. 25
Структурная схема блока
питания ракеты
! Регулятор
напряжения
г"> ФИЛЬТР
МИГЕЛЬ
U^JSZU,
Коммутаци-
онное
устройство
3~1ОООГц,22,5В
м
М4
5:
а
Ю |
Генератор
Злектро
МАГНИТНЫЙ I
ТОРМОЗ i
Турбина
Р-22Ш/СМ2
Воздух
АППАРАТУРА СТАР-
ТО ВОЙ АВТОМАТИКИ
3 ~1000Гц ,22,58
•' V'
Нагрузка
Рис. 26
Схема расположения надписей и
мест эксплуатационных подходов на корпусе ракеты
I
ф
Примечание. Надписи и кольцевые полосы, обозначающие места опор и отмеченные *. могут отсутствовать.
Вид Г
' Круг красного цмт*
(с двух сторон)
Круг черного цвета
(с двух сторон )
Рис. 27
5
00
3
00
О
I
ф
V
9M33M3.0000 ТО-Э
Крышка задняя с пироболтом и механизмом раскрытия
- »
Механизм кулачковый и кнопочные переключатели
1—механизм пружинный; 2—крышка задняя; 3—пробка; 4—вироболт;
5—пружина; 6—пружина тарельчатая
Рис. 20
9МЗЗМЗ
9M33M3.0000 ТО-Э
t
а>
Q
j
ж
г
>”Я.
Механизм закрепления
а—в закрытом положении; б—в открытом положении
1—упор; 2—рычаг; 3—кронштейн; 4—серьга; 5—тяга; 6—рычаг; 7—болт срезной; 8—пружина; 9—защелка; 10—болт ушковый с гайкой; 11—дер-
жатель пружинный; 12—ручка
Рис. 31
Инв. № 3/3424
ОО
сл
Механизм электроразъема
I
S
9M33M3.0000 2Б!
а—в состыкованном положении; б—в сложенном положении
I — вилка бортового разъема; 2—розетка бортового разъема; 3—колодка; 4—розетка электроразъема ТПК; 5—механизм пружинный: 6—рычаг: 7—упор:
9M33M3.0000 ТО-Э
Устройство для переключения литеров
1—кожух; 2—крышка; 3—механизм для переключения; 4—винт;
5—корпус ТПК
Рис. 33
9M33M3.0000 ТО-Э
О
о
ловитель; 2—серьга; 3—перемычка; 4—узел скрепления кассет;
5—опора
68
Рис. 36
Пакет из четырех кассет
88
Рис. 35
Кассета с ТПК
9M33M3.0000 ТО-Э
Внесение изменений в техническое описание
Изменения вносятся на основании бюллетеней.
Внесение изменений в Техническое описание производится заме-
ной листов.
Если взамен одного изъятого листа вводится несколько листов,
то страницы первого вновь вводимого листа пронумеровываются
теми же номерами, что и изъятого, страницы последующих допол-
нительно вводимых листов пронумеровываются номером последней
страницы первого вновь вводимого листа с добавлением буквенно-
го индекса (например: 9—10, 10а—106, 10в—Юг и т. д.).
На замененных и вновь вводимых листах в правом нижнем уг-
лу указывается номер бюллетеня, на основании которого произве-
дено изменение.
Проведение изменений производится в следующей последова-
тельности:
снимите с Технического описания крепежные винты и разбро-
шюруйте его;
извлеките листы, текст которых подвергается изменению, и
уничтожьте их установленным порядком;
вставьте новые листы в соответствии с бюллетенем;
сброшюруйте Техническое описание крепежными винтами.
О проведении изменений и об уничтожении изъятых листов
сделайте отметку в КОНТРОЛЬНОМ ЛИСТЕ РЕГИСТРАЦИИ
ИЗМЕНЕНИЙ БРОШЮРОВКИ.
9M33M3.0000 ТО-Э
КОНТРОЛЬНЫЙ лист
РЕГИСТРАЦИИ ИЗМЕНЕНИЙ БРОШЮРОВКИ
Основание для внесения
изменений (номер
бюллетеня)
Номера изъятых стра-
ниц (количество
изъятых листов)
Номера вставленных
страниц (количество
вставленных листов)
Общее
количество
листов
Дата и
подпись
лица; внес-
шего изме-
нение
Дата
номер с
по унич
же ши
и i ья п
лнсто
Инв. № 3/3424
9МЗЗМЗ. 0000. 1БЭ
вх. № 2/333-83
9—10
9M33M3.0000 1БЭ-Э
43—44
(2 листа)
51—52, 79—80
(2 листа)
Пример заполнения:
9—10, 10а—Юб,
10в—Юг
43—44, 43а—446
(5 листов)
51—52, 79—80
(2 листа)
170
52
173
52
28.09.83
Иванов
Внесено
типографией
29.09.1-
Акт №
16.06.'
Акт № 3/
9М13М3.0000. л. облоМха.
тит. а. е*пр. в,
&№.//£ cjp. бе-С7
л/Зц efy ?6'МЛ
C-trxp. 5, 7, 33, 43,47,
77, 95 (на Поле
для 6роеиш>рс>е,)м)
S3
4.0S2COO
9M33M3.0000 ТО-Э
КОНТРОЛЬНЫЙ лист
РЕГИСТРАЦИИ ИЗМЕНЕНИЙ БРОШЮРОВКИ
Основание для внесе-
ния изменений (номер
бюллетеня)
Номера изъятых стра-
ниц (количество
изъ'ятых листов)
Номера вставленных
страниц (количество
вставленных листов)
Общее
количество
листов
Дата и
подпись ’
лица, внес-
шего изме-
нения
W, ,1,, 1,111, „ ,,^IRI
Дата и
номер акта
по уничто-
жению
изъятых
листов
1
4
4
i
i
9M33M3.0000 ТО-Э
СОДЕРЖАНИЕ
Вне ......................................................................................... 3
1. Назначение, cociaii, компоновка и основные технические характеристики ракеты ... 6
1.1. Назначение ракеты и общие сведения................................................... 6
1.2. ('ос гав.............................................................................. 7
1.3. Аэродинамическая схема, компоновка ракеты и размещение ее в ТПК.................. 7
1.4. ВзаимодсГп nine ракелы с основными элементами ЗРК ............................... 9
1.4.1. ....сине подготовки п пуска ракеты элементами ЗРК......................... 9
1.4.2. Системы координат......................................................... 10
1.4.3. Полет ракеты и контур управления.......................................... 10
Инв. № 3/3424
1.5. Технические характеристики ракеты и основных ее блоков.............................. 12
*
2. Конструкция и принцип действия основных частей, систем и блоков ракеты ................. 14
2.1. Планер ............................................................................. 14
2.2. Л ши а ie.ii.пат установка.......................................................... 15
2.2.1. Устройство и состав .......................................................... 16
2.2.2. Конструкция корпуса двигателя.............................................. 16
2.2.3. Заряд твер юго топлива и воспламеняющие средства.............................. 17
J I
2.2.4. Работа двигательной установки................................................. 17
2.3. Бортовая аппаратура радиоуправления и радиовизирования.......................... 18
2.3.1 Состав, общие сведения и принцип действия ................................ 18
2.3.2. Конструкция и принцип действия основных блоков аппаратуры РУ и В .... 20
2.3.3. Работа аппаратуры РУ и В во время предстартовой подготовки и полета
ракеты...................................................... ,.................... 26
2.4. Автопилот.................•.......................................................... 28
А. ' Ь ' ' ' ’ • ' »
2.4.1. С.остаи, общие сведения и. принцип действия....................................... 28
’ | • 4 . I .1 .
2.4.2. Конструкция и принцип действпя: основных элементов автопилота .................... 30
/
2.4.3. Работа автопилота при предстартовой подготовке и во время полета ракеты . • 32
2.5. Радиол'.рыва 1 ел,................................................................. 32
2.5.1. Состав и общие сведения об устройстве и принципе действия РВ ................. 32
f . I
2.5.2. Назначение, устройство и принцип действия основных приборов РВ........ 33
2.5.3. Работа приборов РВ при предстартовой подготовке и во время полета ракеты . . 34
2.6. Предохранительно-исполнительный механизм . ........................................ 35
2.6.1. Состав, устройство и принцип действия.................... ................... 35
2.6.2. Действие механизмов и устройство ПИМ.......................................... 36
2.7. Боевая часть ................................................................. 38
2.7.1. Состав и назначение основных узлов ....................................... 38
2.7.2. Принцип действия ........................................................ 38
2.8. Воздушная система ............................................................. 38
2.9. Блок питания ракеты и турбогенератор радиовзрывателя .......................... 40
2.9.1. Состав, устройство и принцип действия блока питания ракеты................ 40
2.9.2. Работа блока питания ракеты .............................................. 41
2.9.3. Турбогенератор радиовзрывателя ........................................... 42
2.10. Электросистема и функционирование ракеты....................................... 42
2.10.1. Назначение и состав электросистемы...................................... 42
2.10.2. Состав, назначение электрооборудования и электросети................... 43
2.10.3. Функционирование электросистемы ракеты при подготовке к пуску.......... 45
2.10.4. Функционирование ракеты при пуске.................................... 46
2.10.5. Функционирование ракеты в полете..................................... 47
2.10.6. Функционирование ракеты при проверках и регулировках................. 49
3. Краткие сведения об эксплуатационных свойствах ракеты ............................. 52
3.1. Эксплуатационные подходы и надписи на ракете................................. 52