Техника и вооружение 2004 03 - страница 10
Входивший в комплект двигателя турбонасосный агрегат обеспечивал компонентами топлива двигатель маршевой ступени, а также бортовой источник питания (при его работе от основных баков горючего и окислителя). Привод турбонасосного агрегата осуществлялся с использованием газогенератора, представлявшего собой автономную камеру сгорания компонентов топлива.
Бортовой источник питания 5И43 обеспечивал генерирование в полете электроэнергии (постоянного и переменного тока), а также создание высокого давления в гидравлической системе для работы рулевых приводов.
Ракеты оснащались стартовыми двигателями в одной из двух модификаций 5С25 и 5С28. Стартовый двигатель конструктивно состоял из четырех блоков, включавших корпус с отделяемыми носовым обтекателем и сопловым блоком, воспламенитель, и двух пиропат ронов. Нижний стартовый двигатель ракеты оснащался бугелями, закрепленными в носовой части на крестовине, и роликовыми опорами на хвостовой части, обеспечивающими опирание ракеты на транспортных машинах. механизированных стеллажах и пусковой установке, а при старте — движение ракеты по направляющей пусковой установки.
Н передней части каждого блока стартового двигателя находился технологический разъем для снаряжения двигателя твердым топливом.
Комплектом поставки допускалось оснащение ракеты двумя оборудованными роликовыми опорами "нижними" стартовыми двигателями типа 5С25. в этом случае один из них крепился на ракете сверху.
Стартовый двигатель 5С28 оснащался твердотопливным зарядом 5Б28 из топлива марки РАМ-10К, состоявшим из шашки и обеспечивающих се фиксацию в корпусе двенадцати "сухарей". Комплект поставки допускал только один "нижний" двигатель.
Сопла каждого ускорителя были наклонены относительно продольной оси корпуса таким образом, что вектор тяги проходил в районе центра масс ракеты и разнотяговость (до 8 % для 5С25 и до 14 % для 5С28) противоположных ускорителей не создавали неприемлемо высоких возмущающих моментов по тангажу и рысканию. В околосопловой части каждый ускоритель на двух консольных опорах крепился к седьмому отсеку маршевой ступени — литому кольцу, сбрасываемому после окончания работы ускорителей и их отделения.
В передней части ускоритель двумя аналогичными опорами был связан с силовым шпангоутом корпуса ракеты в районе межбакового отсека. Узлы крепления к седьмому отсеку обеспечивали проворот и последующее отделение ускорителей после разрыва передних связей противоположных блоков.
Для обеспечения аэродинамической устойчивости ракеты на стартовом участке полета на каждом из ускорителей размещалось по стабилизатору. На нижнем ускорителе стабилизатор складывался под углом 45 град, в сторону левого борта ракеты и занимал рабочее положение только после схода ракеты с пусковой установки.
Осколочно-фугасная боевая часть 5Ы41Н снаряжалась 87,6 -41 кг взрывчатого вещества ТГ-20 и оснащалась 37000 шарообразных поражающих элементов двух диаметров, включая 21000 элементов массой 3.5 г и 16000 массой 2 г. что обеспечивало надежное поражение целей при стрельбе на встречных курсах и вдогон. Угол пространственного сектора статического разлета осколков составлял 120 град., скорость их разлета — 1000–1700 м/с. Подрыв осколочной боевой части ракеты осуществлялся по команде радиовзрывателя при пролете ракеты в непосредственной близости от цели, а при большом промахе — в конце управляемого полета ракеты, по пропаданию бортового питания.
Аэродинамические поверхности на маршевой ступени были расположены Х-образно по "нормальной" схеме с задним положением рулей относительно крыльев.
ЗУР5В21.
1. Головка самонаведения 2. Автопилот 3. Радиовзрыватель 4. Счетно-решающий прибор 5. Предохранительно-исполнительный механизм 6 Боевой часть 7. Бачок горючего БИП 8. Бак окислителя 9. Воздушный баллон 10. Стартовый двигатель 11. Бак горючего 12. Бартовой источник питания /БИП) 13. Бачок окислителя БИП 14 Бак гидравлической системы 15. Маршевый двигатель 16. Аэродинамический руль
Ракета 5В21 скомпонована по двухступенчатой схеме с пакетным расположением четырех стартовых ускорителей.