Управляемая ракета класса «воздух-поверхность»
X-35
Москва. 2009 г.
Введение.
Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образными крыльями и оперением. Корпус ракеты сварной выполнен из алюминиевых сплавов без технологических разъёмов.
Силовая установка состоит из маршевого турбореактивного двигателя и стартового твердотопливного ускорителя (на ракетах самолётного базирования отсутствует). Воздухозаборник маршевого двигателя расположен в нижней части корпуса.
Система управления - комбинированная, включает инерциальную систему и активную радиолокационную головку самонаведения АРГС-35 для конечного участка, способную работать в условиях радиопротиводействия. Для обеспечения быстрого обнаружения и захвата цели антенна ГСН имеет большой угол поворота (по 45° в обе стороны). ГСН закрыта стеклопластиковым радиопрозрачным обтекателем.
Проникающая осколочно-фугасно-зажигательная боевая часть ракеты позволяет надежно поражать надводные суда водоизмещением до 5000т.
Боевая эффективность ракеты повышается за счет полета на предельно малых высотах (5-10 м в зависимости от высоты волн), что значительно усложняет ее перехват корабельными антиракетными системами, и тем, что пуск ракеты производится без входа носителя в зону ПВО атакуемых кораблей.
Технические характеристики.
| Х-35 | Х-35У | |
| Габариты, мм: длина | ||
| диаметр фюзеляжа | ||
| размах крыльев | ||
| размах оперения | ||
| Стартовая масса, кг | ||
| Масса боевой части, кг | ||
| Максимальная скорость, км/ч | ||
| Дальность пуска, км: максимальная | ||
| минимальная | ||
| Дальность захвата цели ГСН, км | ||
| Диапазон скоростей носителя, км/ч | 0-300 | 600-1100 |
| Диапазон высот применения, м | 500-5000 | 500-5000 |
Модификации ракеты:
Рис. 1. Ракета 3М24 "Уран".
3М24 "Уран" - ракета корабельного и наземного базирования, применяется с ракетных катеров с комплексом "Уран-Э" и береговых ракетных комплексов “Бал-Э”
Рис. 2. Ракета ИЦ-35.
ИЦ-35 - мишень (имитатор цели). Отличается отсутствием БЧ и ГСН.
Рис. 3. Ракета Х-35В.
Х-35В - вертолётная. Отличается укороченным стартовым ускорителем. Применяется на вертолетах Ка-27, Ка-28, Ка-32А7.
Рис. 4. Ракета Х-35У.
Х-35У - авиационная (самолётная) ракета. Отличается отсутствием стартового ускорителя, применяется с катапультных пусковых устройств АКУ-58, АКУ-58М или АПУ-78 на МиГ-29К и Су-27К
.
Рис. 5. Ракета Х-35Э.
Х-35Э - экспортная.
Планер ракеты.
2.1. Общие сведения.
Планер ракеты имеет следующие основные конструктивные элементы: корпус, крылья, рули и стабилизаторы. (рис.6).
Корпус служит для размещения силовой установки, аппаратуры и систем, обеспечивающих автономный полет ракеты, наведения на цель и поражение ее. Он имеет монококовую конструкцию, состоящую из силовой обшивки и шпангоутов, и выполнен из отдельных отсеков, собранных в основном с помощью фланцевых соединений. При стыковке радио прозрачного обтекателя с корпусом отсека 1 и стартового двигателя (отсек 6) со смежными отсеками 5 и 7 применены клиновые соединения.
Рис.6. Общий вид.
Крыло является основной аэродинамической поверхностью ракеты, создающей подъемную силу. Крыло состоит из неподвижной части и раскладываемых модулей. Раскладываемая консоль выполнена по однолонжеронной схеме с обшивкой и нервюрами.
Рули и стабилизаторы обеспечивают управляемость и устойчивость в продольном и боковом движении ракеты; как и крылья, имеют раскладываемые консоли.
2.2. Конструкция корпуса
Корпус отсека 1 (рис.7) представляет собой каркасную конструкцию, состоящую из силовых шпангоутов 1,3 и обшивки 2, соединенных сваркой.
Рис.7. Отсек 1.
1.Шпангоут передний; 2. Обшивка; 3. Шпангоут задний
Корпус отсека 2(рис.8) – это каркасная конструкция; состоящая из шпангоутов 1,3,5,7 и обшивки 4. Для установки боевой части предусмотрен люк, усиленный кронштейнами 6 и шпангоутами 3,5. Люк с окантовкой 2 предназначен для крепления колодки бортового отрывного разъема. Для размещения оборудования и прокладки жгутов внутри отсека имеются кронштейны.
Рис.8. Отсек 2
1. Шпангоут передний; 2. Окантовка; 3. Шпангоут; 4. Обшивка;
5. Шпангоут; 6. Кронштейн; 7. Шпангоут задний
Корпус отсека 3 (рис.9)представляет собой сварную каркасную конструкцию из шпангоутов 1,3,8,9,13,15,18 и обшивок 4,11,16. Составные части корпуса отсека - каркас аппаратурной части 28, топливный бак 12 и воздухозаборное устройство (ВЗУ) 27. На шпангоутах 1,3 и 13,15 установлены бугели 2,14. На шпангоуте 9 находится такелажный узел (втулка) 10.
Посадочные поверхности и места крепления крыльев предусмотрены на шпангоуте 8. Для размещения оборудования имеются кронштейны 25,26. Подход к электрооборудованию и пневматической системе осуществляется через люки, закрытые крышками 5,6,7,17. Для крепления обтекателя к корпусу приварены профили 23. На кронштейнах 21,22 устанавливается пневмоблок. Кронштейн 20 и крышка 24 предназначены для размещения агрегатов топливной системы. Кольцо 19 необходимо для обеспечения герметичной стыковки канала ВЗУ с маршевым двигателем.
Рис.9. Отсек 3.
1. Шпангоут; 2. Бугель; 3. Шпангоут; 4. Обшивка; 5. Крышка;
6. Крышка; 7. Крышка; 8. Шпангоут; 9. Шпангоут; 10. Втулка;
11. Обшивка; 12. Бак топливный; 13. Шпангоут; 14. Бугель;
15. Шпангоут;16. Обшивка; 17. Крышка; 18. Шпангоут; 19. Кольцо; 20. Кронштейн; 21. Кронштейн;; 22. Кронштейн; 23. Профиль;
24. Крышка; 25. Кронштейн; 26. Кронштейн; 27. ВЗУ;
28. Аппаратурная часть отсека
Корпус отсека 4 (рис.10) – это сварная каркасная конструкция, состоящая из шпангоутов 1,5,9 и обшивок 2,6. Для установки двигателя в шпангоут 1 и 5 имеются посадочные поверхности и отверстия.
Рис.10. Отсек 4.
1. Шпангоут; 2. Обшивка; 3. Окантовка; 4. Крышка;
5. Шпангоут; 6. Обшивка; 7. Окантовка; 8. Крышка;
9. Шпангоут; 10. Кронштейн; 11. Кронштейн.
Для крепления рулей в шпангоуте 5 выполнены посадочные площадки и отверстия. Кронштейны 10,11 предназначены для размещения оборудования. Подход к оборудованию, установленному внутри отсека, обеспечивается через люки с окантовками 3,7, закрываемые крышками 4,8.
Корпус отсека 5 (рис.11) представляет собой сварную каркасную конструкцию из силовых шпангоутов 1,3 и обшивки 2.
Для соединения разъема жгута стартового двигателя предусмотрен люк, усиленный окантовкой 4, который закрывается крышкой 5. Для установки 4 пневмостов в корпусе выполнены отверстия.
Рис. 11. Отсек 5.
1. Шпангоут. 2. Обшивка. 3. Шпангоут. 4. Окантовка. 5. Крышка.
В корпусе отсека 6 (рис.12) расположен стартовый двигатель. Корпус отсека является и корпусом двигателя. Корпус представляет собой сварную конструкцию из цилиндрической обечайки 4, обойм передней 3 и задней 5, днища 2 и горловины 1.
Рис.12. Отсек 6.
1. Горловина; 2. Днище; 3. Обойма передняя; 4. Обечайка;
5. Обойма задняя
Отсек 7 (рис.13) – это силовое кольцо, на котором имеются посадочные места под стабилизаторы и бугель. Сзади отсек закрыт крышкой. В нижней части отсека выполнено отверстие, используемое в качестве загрузочного узла.
Рис. 13. Отсек 7.
Примечание. Отсеки 5,6 и 7 имеются только на ракетах, используемых в комплексах ЗУР.
2.3. Крыло.
Крыло (рис.14) состоит из неподвижной части и поворотной части 3, соединенных осью 2. В неподвижную часть входят корпус 5, передний 1 и заданий 6 обтекатели, закрепленные к корпусу винтами 4. В корпусе размещен пневматический механизм раскладывания крыла. В поворотной части находится механизм стопорения крыла в разложенном положении.
Раскладывание крыла осуществляется следующим образом: под действием давления воздуха, подаваемого через проходник 12, поршень 7 с проушиной 8 с помощью звена 10 приводит в движение поворотную часть. Звено соединено с проушиной и поворотной частью крыла штифтами 9 и 11.
Стопорение крыльев в разложенном положении производится с помощью штырей 14, утопающих в конических отверстиях втулок 13 под действием пружин 17. Воздействие пружин передаётся через штифты 15, которыми штыри зафиксированы в гильзах 16 от выпадения.
Расстопорение крыла производится подъемом штырей из отверстий втулок намоткой на валик 19 канатов 18, концы которых закреплены в штырях. Вращение валика производится против часовой стрелке.
Установка крыла на ракете производится по поверхности Д и Е и отверстию В. Для крепления крыла к ракете служат четыре отверстия Г под винты.
Рис.14. Крыло
1. Обтекатель передний; 2. Ось; 3. Поворотная часть; 4. Винт; 5. Корпус; 6. Обтекатель задний; 7. Поршень; 8. Проушина;
9. Штифт; 10. Звено; 11. Штифт; 12. Проходник; 13. Втулка;
14. Штырь; 15. Штифт;16. Гильза;17. Пружина;18. Канат;
19. Валик
2.4. Руль.
Руль (рис.15) представляет собой механизм, состоящий из лопасти 4, соединенной подвижно с хвостиком 5, который установлен в корпусе 1 на подшипниках 8. Усиление на руль перелается через рычаг 6 с шарнирным подшипником 7. Лопасть клепаная конструкция, состоящая из обшивки и элементов жесткости. Задняя кромка лопасти сварная. Лопасть приклепана к кронштейну 11, который соединен подвижно осью 10 с хвостиком.
Раскладывание руля производится следующим образом. Под действием давления воздуха, подаваемого в корпус через штуцер 2, поршень 13 через серьгу 9 приводит в движение лопасть, которая поворачивается вокруг оси 10 на 135 градусов и фиксируется в разложенном положении фиксатором 12, входящим в конусное гнездо хвостовика и удерживаемым в этом положении пружиной.
Рис.15. Руль.
1. Корпус; 2. Штуцер;3. Стопор; 4. Лопасть; 5. Хвостовик; 6. Рычаг; 7. Подшипник; 8. Подшипник; 9. Серьга; 10. Ось; 11. Кронштейн; 12. Фиксатор; 13. Поршень
Складывание руля производится следующим образом: через отверстие Б фиксатор с помощью специального ключа выводится из конусного отверстия и руль складывается. В сложенном положении руль удерживается с помощью подпружиненного стопора 3.
Для установки руля на ракете в корпусе предусмотрены четыре отверстия В под болты т отверстие Г и паз Д под штифты, а также выполнены посадочные места с резьбовыми отверстиями Е для крепления обтекателей.
2.5. Стабилизатор.
Стабилизатор (рис.16) состоит из платформы 1, основания 11 и консоли 6. В основании имеется отверстие под ось, вокруг которой происходит вращение стабилизатора. Консоль – клепаная конструкция, состоящая из обшивки 10, стрингера 8 и законцовки 9. Консоль через штифт 5 соединена с основанием.
Рис.16. Стабилизатор.
1. Платформа; 2. Ось; 3. Серьга; 4. Пружина; 5. Штифт; 6. Консоль;
7. Петля; 8. Стрингер; 9. Законцовка; 10. Обшивка; 11. Основание
Стабилизаторы закреплены на ракете шарнирно и могут находится в двух положения – сложенном и разложенном.
В сложенном положении стабилизаторы располагаются вдоль корпуса ракеты и удерживаются за петли 7 штоками пневмостопров, установленных на отсеке 5. Для приведения стабилизаторов из сложенного положения в раскрытое служит пружина 4, которая одним концом соединена с серьгой 3, шарнирно установленной на платформе, другим – со штифтом 5.
При подаче сжатого воздуха из пневмосистемы пневмостопоры освобождают каждый стабилизатор, и он под действием растянутой пружины устанавливается в раскрытое положение.
Силовая установка
3.1. Состав.
В качестве силовой установки на ракете использованы два двигателя: стартовый двигатель твердого топлива (СД) и маршевый турбореактивный двухконтурный двигатель (МД).
СД – отсек 6 ракеты, обеспечивает старт и разгон ракеты до скорости маршевого полета. По окончании работы СД вместе с отсеками 5 и 7 отстреливаются.
МД размещен в отсеке 4 и служит для обеспечения автономного полета ракеты и для обеспечения ее систем электропитанием и сжатым воздухом. В состав силовой установки также входит воздухозаборное устройство и топливная система.
ВЗУ – тоннельного типа, полу утопленное с плоскими стенками, расположено в отсеке 3. ВЗУ предназначено для организации воздушного потока, поступающего в МД.
3.2. Стартовый двигатель.
Стартовый двигатель предназначен для старта и разгона ракеты на начальном уровне траектории полета и представляет собой однорежимный ракетный двигатель твердого топлива.
Технические данные
Длина, мм_______________________________________________550
Диаметр, мм_____________________________________________420
Масса, кг________________________________________________103
Масса топлива, кг_______________________________________69±2
Максимально допустимое давление в камере сгорания, МПА___11,5
Скорость истечения газов на срезе сопла, м/с________________2400
Температура газов на срезе сопла, К0_______________________2180
СД состоит из корпуса с зарядом твердого ракетного топлива (ТРТ) 15, крышки 4, соплового блока, воспламенителя 1, и пиропатрона 3.
Стыковка СД со смежными отсеками осуществляется при помощи клиньев, для чего на обоймах имеются поверхности с кольцевыми проточками. Для правильной установки СД на обоймах предусмотрены продольные пазы. На внутренней поверхности задней обоймы выполнена кольцевая проточка под шпонки 21 для крепления соплового блока. Шпонки вставляются через окна, которые затем закрывают сухарями 29 и накладками 30, скрепляемыми винтами 31.
На горловине 8 навинчена гайка 9; правильность ее установки обеспечивается штифтом 7, запрессованным в горловине.
На внутренней стороне поверхности корпуса нанесено теплозащитное покрытие 11 и 17, с которым скреплены манжеты 13 и 18, уменьшающие напряжение в заряде ТРТ при изменении его температуры.
Рис.17. Стартовый двигатель.
1. Воспламенитель; 2. Заглушка; 3. Пиропатрон; 4. Крышка;
5. Вставка теплозащитная; 6. Кольцо уплотнительное; 7. Штифт;
8. Горловина; 9. Гайка; 10. Днище; 11. Покрытие теплозащитное;
12. Пленка; 13. Манжета передняя; 14. Обойма передняя; 15. Заряд ТРТ; 16. Обечайка; 17. Покрытие теплозащтное; 18. Манжета задняя; 19. Обойма задняя; 20. Кольцо уплотнительное; 21. Шпонка; 22. Крышка; 23. Диск теплозащитный; 24. Обойма; 25. Кольцо уплотнительное; 26. Раструб; 27. Вкладыш; 28. Мембрана;
29. Сухарь; 30. Накладка; 31. Винт.
Заряд ТРТ – прочно скрепленный с манжетами моноблок, изготовленный путем заливки топливной массы в корпус. Заряд имеет внутренний канал трех разных диаметров, что обеспечивает при горении топлива по каналу и заднему открытому торцу примерно постоянную поверхность горения и ,следовательно, практически постоянную тягу. Между передней манжетой и теплозащитным покрытием проложена разделяющая их пленка 12.
На крышке 4 имеются: резьба для крепления воспламенителя, отверстие с резьбой для пиропатрона, отверстие с резьбой для установки при испытаниях датчика замера давления в камере сгорания, кольцевая проточка для уплотнительного кольца 6, продольный паз для штифта 7. При эксплуатации отверстие под датчик давления закрыто заглушкой 2. На внутренней поверхности крышки закреплена теплозащитная вставка 5. Сопловой блок состоит из крышки 22, обоймы 24, раструба 26, вкладыша 27 и мембраны 28.
На внешней цилиндрической поверхности крышки имеются кольцевые проточки для уплотнительного кольца 20 и шпонок 21, на внутренней цилиндрической поверхности -резьба для соединения с обоймой 24. Спереди к крышке прикреплен теплозащитный диск 23. На обойме 24 имеются резьба и кольцевая проточка под уплотнительное кольцо 25.
СД начинает работать при подаче на пиропатрон постоянного тока напряжением 27 В. Пиропатрон срабатывает и поджигает воспламенитель. Пламя воспламенителя зажигает заряд ТРТ. При горении заряда образуются газы, которые прорывают диафрагму и, выходя из сопла с большой скоростью, создают реактивную силу. Под действием тяги СД ракета разгоняется до скорости, на которой вступает в работу МД.
3.3. Маршевый двигатель
Турбореактивный двухконтурный двигатель – короткоресурсный одноразового применения, предназначен для создания реактивной тяги в автономном полете ракеты и для обеспечения ее систем электропитанием и сжатым воздухом.
Технические данные.
Время запуска, с ,не более:
На высотах 50 м____________________________________________6
3500 м__________________________________________8
Двухконтурный турбореактивный двигатель МД включает в себя компрессор, камеру сгорания, турбину, сопло, систему сказки и суфлирования, систему запуска, топливопитания и регулирования, электрооборудование.
Первый контур (высокого давления) образован проточной частью компрессора, жаровой трубой камеры сгорания и проточной частью турбины до среза корпуса сопла.
Второй контур (низкого давления) ограничивается с внешней стороны средним корпусом и наружной стенкой МД, а с внутренней стороны – разделителем потоков, корпусом камеры сгорания и корпусом сопла.
Смешение потоков воздуха первого и второго контуров происходит за срезом корпуса сопла.
Рис.18. Маршевый двигатель.
1. Маслобак; 2. Корпус вентилятора; 3. Вентилятор;
4. Спрямляющий аппарат 2-й ступени; 5. Турбогенератор;
6. 2-й контур; 7. Компрессор; 8. 1-й контур; 9. Пиросвеча; 10. Камера сгорания; 11. Турбина; 12. Сопло; 13. Газогенератор.
МД закреплен на ракете с помощью кронштейна подвески через резьбовые отверстия переднего и заднего поясов подвески. Кронштейн подвески – силовой элемент, на котором размещены агрегаты и датчики МД и коммуникаций, соединяющие их. В передней части кронштейна имеются отверстия для крепления его на МД и проушины для крепления МД на ракете.
На наружной стенке МД предусмотрены два люка для установки пиросвечей и фланец отбора воздуха на рулевые приводы. На корпусе расположен штуцер отбора воздуха на наддув топливного бака.
3.3.1. Компрессор.
На МД установлен одновальный, осевой восьмиступенчатый компрессор 7, состоящий из двухступенчатого вентилятора, среднего корпуса с устройством для разделения потока воздуха на первый и второй контуры и шестиступенчатого компрессора высокого давления.
В вентиляторе 3 осуществляется предварительное сжатие поступающего в МД воздуха, а в компрессор высокого давления – сжатие воздушного потока только первого контура до расчетной величины.
Ротор вентилятора барабанно-дисковой конструкции. Диски первой и второй ступеней соединены проставкой и радиальными штифтами. Ротор вентилятора и обтекатель закреплены на валу болтом и гайками. Крутящий момент от вала к ротору вентилятора передается с помощью шлицевого соединения. Рабочие лопатки первой и второй ступеней установлены в пазы типа «ласточкин хвост». От осевых перемещений лопатки зафиксированы обтекателем, проставкой и стопорным кольцом. На валу вентилятора имеется шестерня, служащая приводом редуктора блока насосов. Суфлирование масляной полости компрессора производится через полости валов трансмиссии МД.
Корпус вентилятора 2 сварной с паянными в него консольными лопатками спрямляющего аппарата первой ступени. Спрямляющий аппарат второй ступени выполнен отдельным узлом и состоит из двух колец, в пазы которых впаяны лопатки.
В передней верхней части корпуса расположен маслобак 1. Корпус вентилятора вместе с маслобаком закреплен к фланцу среднего корпуса шпильками.
Средний корпус – основной силовой элемент МД. В среднем корпусе выходящий из вентилятора воздушный поток разделяется по контурам.
К среднему корпусу прикреплены:
-кронштейн подвески МД к ракете
-блок насосов
-крышка средней опоры (шарикоподшипника)
-статор турбогенератора
-корпус камеры сгорания.
На наружной стенке среднего корпуса установлены топливномасляный теплообменник, масляный фильтр, клапан откачки и датчик П-102 замера температуры воздуха за вентилятором. Стенки корпуса соединены четырьмя силовыми стойками, внутри которых выполнены каналы для размещения топливных, масляных и электрических коммуникаций.
В средней корпусе размещен корпус компрессора высокого давления со спрямляющими аппаратами 3-7 ступеней. В корпусе компрессора высокого давления имеются отверстия для нерегулируемого перепуска воздуха из первого во второй контур, что повышает запасы газодинамической устойчивости на малых и средних частотах вращения ротора МД.
Ротор компрессора высокого давления барабанно-дисковой конструкции, двухпорный. С валом вентилятора и валом турбины ротор компрессора высокого давления имеет шлицевые соединения. Рабочие лопатки установлены в кольцевые Т-образные пазы дисков ротора.
3.3.2. Камера сгорания.
В камере сгорания происходит превращение химической энергии топлива в тепловую и повышение температуры газового потока. На МД установлена кольцевая камера сгорания 10, которая состоит из следующих основных узлов:
-корпуса
-жаровой трубы
-коллектора основного топлива
-коллектора дополнительного топлива
-двух пиросвечей с электровоспламенителями
-пиросвечи.
Корпус камеры сгорания паяно-сварной конструкции. В его передней части впаяны два ряда спрямляющих лопаток восьмой ступени компрессора. Кроме этого к корпусу припаяны коммутации маслосистемы. На наружной стенке корпуса расположены четырнадцать фланцев крепления форсунок основного коллектора, фланцы двух пиросвечей, штуцер замера давления воздуха за компрессором, фланец крепления переходника к пиросвече.
Жаровая труба – кольцевая сварная конструкция. На передней стенке приварены четырнадцать литых «улиточных» завихрителей. Коллектор основного топлива выполнен из двух половин. На каждой установлено по восемь форсунок.
Для улучшения качество смеси и повышения надежности запуска МД, особенно при отрицательных температурах окружающей среды, в жаровой трубе установлен коллектор дополнительного топлива с четырнадцатью центробежными форсунками.
3.3.3. Турбина
Турбина предназначена для превращения тепловой энергии газового потока первого контура в механическую энергию вращения и привода компрессора и агрегатов, установленных на МД.
Осевая двухступенчатая турбина 11 состоит из:
-ротора
-соплового аппарата первой ступени
-соплового аппарата второй ступени
-опоры.
Ротор турбины состоит из двух колес (первой и второй ступеней), соединительной междисковой проставки, колеса пусковой турбины и вала турбины.
Колеса ступеней и пусковой турбины отлиты вместе с венцами рабочих лопаток. Сопловой аппарат первой ступени имеет 38 пустотелых лопаток и закреплен к корпусу камеры сгорания. Сопловой аппарат второй ступени имеет 36 лопаток. Колесо первой ступени охлаждается воздухом, отбираемым из корпуса камеры сгорания. Внутренняя полость ротора турбины и ее вторая ступень охлаждаются воздухом, отбираемым из пятой ступени компрессора.
Опора ротора турбины – роликоподшипник без внутренней обоймы. В наружной обойме имеются отверстия для уменьшения давления масла под роликами.
3.3.4. Сопло.
В реактивном сопле 12 происходит смешение воздушных потоков первого и второго контуров. На внутреннем кольце корпуса сопла расположены 24 лопатки для раскрутки потока газов, выходящих из пусковой турбины при запуске, и четыре бобышки со шпильками для крепления газогенератора 13. Сужающееся сопло образовано профилем наружной стенки МД и поверхностью корпуса газогенератора.
3.3.5. Система запуска.
Система запуска, топливопитания и регулирования осуществляет раскрутку ротора, подачу дозированного топлива на запуске, «встречном запуске» и на режиме «максимал» при запуске в камеру сгорания подается кислород от кислородного аккумулятора через пиросвечи.
Система состоит из следующих основных узлов:
-твердотопливного газогенератора
-пиросвечей с электровоспламенителями
-кислородного аккумулятора
-топливной системы низкого давления
-топливной системы высокого давления
-комплексного регулятора двигателя (КРД)
Кислородный аккумулятор предоставляет собой баллон объемом 115 куб.см. Масса заправляемого кислорода 9,3 - 10,1 г.
Газогенератор твердотопливный (ГТТ) одноразового действия предназначен для раскрутки ротора МД при его запуске. ГТТ состоит из неснаряженного газогенератора и элементов снаряжения: заряда твердого топлива 7, воспламенителя 9 и электровоспламенителя (ЭВП)
Неснаряженный газогенератор состоит из цилиндрического, переходящего в усеченный конус корпуса 10, крышки 4 и крепежных деталей.
В корпусе предусмотрено резьбовое отверстие для установки штуцера замера давления в камере сгорания ГТТ при испытаниях. При эксплуатации отверстие закрыто заглушкой 11 и прокладкой 12. С внешней стороны корпуса выполнена кольцевая проточка под уплотнительное кольцо 5.
В крышке имеются восемь сверхзвуковых сопел 1, которые расположены тангенциально к продольной оси ГТТ. Сопла закрыты вклеенными заглушками, обеспечивающими герметичность ГТТ и необходимое для зажигания заряда твердого топлива начальное давление в камере сгорания ТГГ. Крышка соединена с корпусом с помощью гайки 6. Внутренняя полость корпуса является камерой сгорания размещенных в нем заряда твердого топлива и воспламенителя.
Рис.19. Газогенератор твердотопливный.
1. Сопло; 2. Прокладка; 3. Электровоспламенитель; 4. Крышка;
5. Кольцо уплотнительное; 6. Гайка; 7. Заряд ТТ; 8. Гайка;
9. Воспламенитель; 10. Корпус; 11. Заглушка; 12. Прокладка.
Воспламенитель установлен в гайке 8, ввинченной в днище корпуса. Заряд твердого топлива размещен в камере сгорания между уплотнителем и упором, предохраняющим его от механических повреждений при срабатывании.
ГТТ срабатывает при подаче электрического импульса на контакты электровоспламенителя. Электрический ток разогревает нити накаливания мостиков электровоспламенителя и поджигает воспламенительные составы. Форс пламени пробивает футляр воспламенителя и зажигает размещенный в нем дымный порох. Пламя от воспламенителя поджигает заряд твердого топлива. Продукты сгорания заряда и воспламенителя разрушают заглушки сопел и вытекают из камеры сгорания через сопловые отверстия. Продукты сгорания, попадая на лопатки ротора МД, раскручивают его.
3.3.6. Электрооборудование.
Электрооборудование предназначено для управления запуском МД и питания агрегатов ракеты постоянным током при ее автономной полете.
Электрооборудование включает в себя турбогенератор, датчики и агрегаты автоматики, агрегаты запуска, коллектор термопар и электрокоммуникаци. К датчикам и агрегатам автоматически относятся датчики температуры воздуха за вентилятором, датчик давления воздуха за компрессором и установленные в дозатор топлива датчик положения дозирующей иглы, электромагнит клапана управления дозатором, электромагнит клапана останова.
К агрегатам запуска относятся устройства, обеспечивающие подготовку к запуску и запуску МД, а также «встречный» запуск МД при его заглохании или помпажа.
его.