В-755СУ
Зенитная управляемая ракета
НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ РАКЕТЫ
Зенитная управляемая (ракета В-755СУ (рис. 1) применяется в системе С-75М противовоздушной обороны и предназначена для уничтожения самолетов, самолетов-снарядов, целей, находящихся на земной (водной) поверхности, автоматических дрейфующих аэростатов и других воздушных целей.
Ракета В-755СУ двухступенчатая.
Первая ступень представляет собой ракету в сборе, состоящую из второй ступени и ускорителя.
Вторая ступень представляет собой маршевую часть ракеты с жидкостным ракетным двигателем и боевой частью осколочно-направленного действия.
В состав ускорителя входят пороховой ракетный двигатель (ПРД) с установленными на нем стабилизаторами и отсек № 7.
Старт ракеты производится с пусковой установки СМ-90 в наклонном положении.
Ракета при своем движении к цели в течение первых 5—6 сек летит без управления с земли. Траектория ее движения на неуправляемом участке полета определяется углом старта, который задается радиолокационной станцией наведения.
Через 1,5 сек после схода ракеты с пусковой установки, когда давление воздуха в системе скоростного напора достигает 0,4 атм, запускается маршевый жидкостный ракетный двигатель второй ступени ракеты. Задержка запуска маршевого двигателя относительно запуска ускорителя предусмотрена с целью рационального использования топлива ракеты.
После запуска маршевого двигателя его выхлопные газы пережигают находящиеся в струе газов стяжные ленты, которые освобождают замки крепления ускорителя со второй ступенью ракеты.
Через 2,5—4 сек пороховой заряд ускорителя сгорает, величина его тяги падает и под действием тяги ЖРД и силы лобового сопротивления воздуха, действующей на ускоритель, вторая ступень ракеты отделяется от ускорителя.
Спустя 2,5 сек с момента отделения второй ступени ракета начинает управляться с наземной радиолокационной станции наведения, совершая при этом полет по траектории, обусловленной методом наведения и параметрами движения цели и ракеты.
Вторая ступень ракеты управляется с помощью команд, вырабатываемых станцией наведения. Принятые бортовой аппаратурой команды преобразуются и передаются на исполнительные органы управления ракеты — рули.
Поражение цели осуществляется осколочной боевой частью, подрываемой в районе встречи ракеты с целью радиолокационным взрывателем, находящимся на борту ракеты. В случае промаха, превышающего предельную дальность действия радиовзрывателя, боевая часть подрывается механизмом самоликвидации ракеты через 76—86 сек после старта.
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА РАКЕТЫ
Ракета состоит из ускорителя и маршевой части с ЖРД.
В состав ускорителя входит пороховой ракетный двигатель, обеспечивающий старт и разгон ракеты. На его корпусе крепятся четыре стабилизатора с углом развала 90°. На участке полета с ускорителем ракета не управляется и стабилизируется по тангажу и курсу благодаря собственной аэродинамической устойчивости; стабилизация по крену отсутствует.
Отсек № 7, входящий в состав ускорителя, представляет собой опорный конус, который соединяет ускоритель с маршевой частью ракеты и обеспечивает передачу силы тяги ускорителя на маршевую часть ракеты.
Маршевая ступень ракеты является основной, несущей боевую часть и аппаратуру управления полетом и подрыва боевой части ракеты.
Полет маршевой части обеспечивается жидкостным ракетным двигателем.
Ракета скомпонована по нормальной аэродинамической схеме (рули расположены за крыльями) с установленными на носовой части корпуса неподвижными дестабилизирующими плоскостями. Установка передних плоскостей, уменьшая запас 'Продольной статической устойчивости, приводит к увеличению балансировочных углов атаки, т. е. к увеличению располагаемых перегрузок.
Управление второй ступенью ракеты осуществляется в двух взаимно перпендикулярных плоскостях (по тангажу и курсу) с помощью рулей, отклоняемых попарно в одну сторону; все четыре руля, кроме того, используются как элероны для стабилизации ракеты по крену, отклоняясь при этом в разные стороны.
Все несущие и управляющие плоскости ракеты расположены по Х-образной схеме с углом между смежными плоскостями 90°. Такое расположение плоскостей удобно для размещения ракеты на пусковой установке. Использование в качестве несущих плоскостей двух пар крыльев позволяет получить одинаковую маневренность ракеты в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.
Корпус ракеты цилиндрический, с оживальной носовой частью и коническим хвостовым отсеком.
Размеры, форма в плане и взаимное расположение передних плоскостей, крыльев и рулей выбраны при условии получения оптимальных аэродинамических характеристик и удобства компоновки оборудования в корпусе ракеты.
ОБЩЕЕ УСТРОЙСТВО И ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ РАКЕТЫ
Ракета В-755СУ двухступенчатая. Первая ступень представляет собой ракету в сборе, состоящую из второй ступени и ускорителя.
В состав ускорителя входят стартовый пороховой ракетный двигатель ПРД-58 с установленными на нем стабилизаторами и отсек № 7 с оборудованием.
Вторая маршевая ступень состоит из планера и размещенных в нем снаряжения, оборудования и двигательной установки. Планер второй ступени состоит из корпуса и закрепленных на нем передних плоскостей, крыльев и рулей.
В целях удобства изготовления и монтажа оборудования корпус второй ступени ракеты разделен на шесть отсеков. По технологическим соображениям отсек № 5 в свою очередь разделен на две части — отсеки № 5А и 5Б.
На корпусе ракеты имеется четырнадцать люков, через которые обеспечивается подход к узлам и агрегатам при их проверке во время хранения и эксплуатации ракеты.
В нижней части на корпусе ракеты имеются три опорных узла, которыми ракета устанавливается на пусковую установку. Передней опорой является бугель, расположенный в нижней части отсека № 4.
Задними опорами служат два ролика, расположенные на корпусе стартового двигателя.
Основные габариты ракеты
Общая длина ракеты с выдвижным насадком ПВД-9М - 10 778 мм;
Длина выступающей части трубки ПВД-9М от теоретического носка - 220 мм;
Длина второй ступени с трубкой ПВД-9М - 8215 мм;
Диаметр стартового порохового ракетного двигателя - 654 мм;
Диаметр второй ступени - 500 мм;
Размах передних плоскостей - 668 мм;
Размах крыльев - 1691 мм;
Полуразмах крыльев левого борта - 821,5 мм;
Полуразмах крыльев правого борта - 869,5 мм*;
Размах рулей - 1072 мм;
Размах стабилизаторов - 2566 мм.
* - разница в полуразмах крыльев вызвана весовой и аэродинамической несимметрией ракеты. Крылья левого борта по отношению к крыльям правого борта подрезаны от концевого профиля на 48 мм.
Весовые и центровочные данные ракеты
Первая ступень снаряженная и заправленная - 2397,9 кг;
Первая ступень снаряженная и заправленная, без окислителя - 1852,9 кг;
Первая ступень снаряженная и заправленная, без окислителя и горючего - 1683,4 кг;
Первая ступень снаряженная и заправленная, без окислителя, горючего и боевой части - 1485,5 кг;
Вторая ступень незаправленная, с боевой частью - 667 кг;
Вторая ступень заправленная, с боевой частью - 1390,4 кг;
Вторая ступень незаправленная, без боевой части - 469,1 кг;
Ускоритель неснаряженный - 398,5 кг;
Ускоритель снаряженный - 1007,5 кг;
Снаряжение ускорителя - 609 кг;
Порох - 607 кг;
Воспламенитель - 2 кг;
Заправка второй ступени - 723,3 кг;
Горючее - 169,5 кг;
Окислитель - 545 кг;
Воздух - 8,8 кг;
Боевая часть - 198 кг;
Отсеки № 1—7 без боевой части и крыльев - 437,1 кг;
Вес второй ступени с отсеком № 7 в укупорке (в таре №1) - 1407 кг;
Вес крыльев и стабилизаторов с укупоркой (с тарой №2) - 407 кг.
СОСТАВ И НАЗНАЧЕНИЕ АППАРАТУРЫ И АГРЕГАТОВ РАКЕТЫ
Ракета содержит в себе агрегаты и оборудование, обеспечиющие управляемый полет и поражение цели: боевую часть, аппаратуру автопилота с рулевым управлением, аппаратуру радиоуправления и радиовизирования, аппаратуру радиовзрывателя, агрегаты и узлы электрооборудования и двигательную установку.
Боевая часть В-88М осколочно-фугасного действия со средствами инициирования (двумя блоками: ВДМ-5 и ВДМ-5А) служит для поражения цели осколками при подрыве разрывного заряда радиолокационным взрывателем.
Автопилот АП-755У служит для стабилизации в полете второй ступени ракеты относительно трех взаимно перпендикулярных осей и для управления полетом ракеты в соответствии с командами, поступающими с комплексного блока радиоуправления ФР-15У.
В комплект автопилота входят: блок управления УС-1, два рулевых блока управления по I и II каналам С-34а-2, рулевой блок управления по III каналу АС-34а-2, два датчика скоростного напора I и II каналов АС-5, датчик скоростного напора III канала С-5-2, блок У20-Р переключения режимов работы автопилота.
Питание рулевых блоков воздухом осуществляется от воздушной системы двигательной установки второй ступени.
Аппаратура радиоуправления и радиовизирования ФР-У предназначена для приема сигналов управления ракетой, их декодирования, формирования команд управления автопилотом (К1 и К2), выделения и выдачи команды дальнего взведения радиовзрывателя или подрыва БЧ при стрельбе в режиме АДА (КЗ), команды переключения антенн радиовзрывателя и точек инициирования боевой части и команды при стрельбе ракетой по целям на догонных курсах в режиме ДК (К.4), а также для приема запросных импульсов, формирования и излучения ответных высокочастотных импульсов.
В аппаратуру радиоуправления и радиовизирования входят: комплексный блок ФР-15У, антенна радиоуправления ФР-1М-1 и антенна радиовизирования ФР-6М-1.
Радиовзрыватель 5Е11У предназначен для подрыва боевой части ракеты в момент, когда обеспечивается максимальное поражение цели осколками. Кроме того, радиовзрыватель производит переключение каналов своих приемных антенн и точек инициирования боевой части в соответствии с командой, полученной с блока ФР-15У, а также самоликвидацию ракеты в случае промаха.
В комплект радиовзрывателя входят: блок приемопередатчика, передающая антенна, экраны передающей антенны, четыре приемные антенны с кабелями и предохранительно-исполнительный механизм 5В86А.
Для повышения эффективности поражения целей, находящихся на земной (водной) поверхности, низколетящих целей, целей на догонных курсах и целей, находящихся в условиях пассивных помех, совместно с радиовзрывателем работает универсальное селектирующее устройство (УСУ).
Электрооборудование ракеты предназначено:
— для обеспечения электропитания бортовой аппаратуры от наземных источников тока;
— для обеспечения перехода на электропитание от бортовых источников при пуске ракеты;
— для обеспечения функционирования бортовой аппаратуры в процессе полета ракеты;
— для объединения бортовой аппаратуры в единый работающий комплекс.
В состав электрооборудования входят: бортовой источник тока — батарея 20А-4, преобразователь тока ПТО-800А, коммутационная аппаратура и электросеть.
Батарея 20А-4 и преобразователь тока ПТО-800А служат для питания бортовой аппаратуры ракеты.
Батарея 20А-4 является источником постоянного тока с напряжением 26 в.
Преобразователь тока ПТО-800А преобразует постоянный ток поступающий от батареи, и является источником переменного трехфазного тока напряжением 36 в частотой 400 гц и однофазного переменного тока напряжением 115 в частотой 400 гц.
Коммутационная аппаратура объединяет элементы электрооборудования ракеты и осуществляет связь ракеты с электрооборудованием наземной поверочной и пусковой аппаратуры. Коммутационная аппаратура состоит из электроразъемов, пневматических и электромагнитных реле, переключателей и других элементов.
Электросеть ракеты обеспечивает взаимосвязь блоков бортовой аппаратуры и электрооборудования.
Двигательная установка ракеты состоит из стартового двигателя ПРД-58 и двигательной установки второй ступени с ЖРД.
Пороховой ракетный двигатель предназначен для создания реактивной тяги, которая обеспечивает надежный сход ракеты с пусковой установки и получение необходимой скорости на начальном участке траектории полета.
Двигательная установка второй ступени предназначена для создания реактивной тяги, необходимой для сообщения ракете заданной скорости полета после отделения ускорителя.
В состав двигательной установки входят: жидкостный ракетный двигатель С2.720, топливная, воздушная и газовая системы.
Источник: Техническое описание "Ракета В-755СУ". Книга 1. 1974 г.
Зенитная управляемая ракета
НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ РАКЕТЫ
Зенитная управляемая (ракета В-755СУ (рис. 1) применяется в системе С-75М противовоздушной обороны и предназначена для уничтожения самолетов, самолетов-снарядов, целей, находящихся на земной (водной) поверхности, автоматических дрейфующих аэростатов и других воздушных целей.
Ракета В-755СУ двухступенчатая.
Первая ступень представляет собой ракету в сборе, состоящую из второй ступени и ускорителя.
Вторая ступень представляет собой маршевую часть ракеты с жидкостным ракетным двигателем и боевой частью осколочно-направленного действия.
В состав ускорителя входят пороховой ракетный двигатель (ПРД) с установленными на нем стабилизаторами и отсек № 7.
Старт ракеты производится с пусковой установки СМ-90 в наклонном положении.
Ракета при своем движении к цели в течение первых 5—6 сек летит без управления с земли. Траектория ее движения на неуправляемом участке полета определяется углом старта, который задается радиолокационной станцией наведения.
Через 1,5 сек после схода ракеты с пусковой установки, когда давление воздуха в системе скоростного напора достигает 0,4 атм, запускается маршевый жидкостный ракетный двигатель второй ступени ракеты. Задержка запуска маршевого двигателя относительно запуска ускорителя предусмотрена с целью рационального использования топлива ракеты.
После запуска маршевого двигателя его выхлопные газы пережигают находящиеся в струе газов стяжные ленты, которые освобождают замки крепления ускорителя со второй ступенью ракеты.
Через 2,5—4 сек пороховой заряд ускорителя сгорает, величина его тяги падает и под действием тяги ЖРД и силы лобового сопротивления воздуха, действующей на ускоритель, вторая ступень ракеты отделяется от ускорителя.
Спустя 2,5 сек с момента отделения второй ступени ракета начинает управляться с наземной радиолокационной станции наведения, совершая при этом полет по траектории, обусловленной методом наведения и параметрами движения цели и ракеты.
Вторая ступень ракеты управляется с помощью команд, вырабатываемых станцией наведения. Принятые бортовой аппаратурой команды преобразуются и передаются на исполнительные органы управления ракеты — рули.
Поражение цели осуществляется осколочной боевой частью, подрываемой в районе встречи ракеты с целью радиолокационным взрывателем, находящимся на борту ракеты. В случае промаха, превышающего предельную дальность действия радиовзрывателя, боевая часть подрывается механизмом самоликвидации ракеты через 76—86 сек после старта.
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА РАКЕТЫ
Ракета состоит из ускорителя и маршевой части с ЖРД.
В состав ускорителя входит пороховой ракетный двигатель, обеспечивающий старт и разгон ракеты. На его корпусе крепятся четыре стабилизатора с углом развала 90°. На участке полета с ускорителем ракета не управляется и стабилизируется по тангажу и курсу благодаря собственной аэродинамической устойчивости; стабилизация по крену отсутствует.
Отсек № 7, входящий в состав ускорителя, представляет собой опорный конус, который соединяет ускоритель с маршевой частью ракеты и обеспечивает передачу силы тяги ускорителя на маршевую часть ракеты.
Маршевая ступень ракеты является основной, несущей боевую часть и аппаратуру управления полетом и подрыва боевой части ракеты.
Полет маршевой части обеспечивается жидкостным ракетным двигателем.
Ракета скомпонована по нормальной аэродинамической схеме (рули расположены за крыльями) с установленными на носовой части корпуса неподвижными дестабилизирующими плоскостями. Установка передних плоскостей, уменьшая запас 'Продольной статической устойчивости, приводит к увеличению балансировочных углов атаки, т. е. к увеличению располагаемых перегрузок.
Управление второй ступенью ракеты осуществляется в двух взаимно перпендикулярных плоскостях (по тангажу и курсу) с помощью рулей, отклоняемых попарно в одну сторону; все четыре руля, кроме того, используются как элероны для стабилизации ракеты по крену, отклоняясь при этом в разные стороны.
Все несущие и управляющие плоскости ракеты расположены по Х-образной схеме с углом между смежными плоскостями 90°. Такое расположение плоскостей удобно для размещения ракеты на пусковой установке. Использование в качестве несущих плоскостей двух пар крыльев позволяет получить одинаковую маневренность ракеты в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.
Корпус ракеты цилиндрический, с оживальной носовой частью и коническим хвостовым отсеком.
Размеры, форма в плане и взаимное расположение передних плоскостей, крыльев и рулей выбраны при условии получения оптимальных аэродинамических характеристик и удобства компоновки оборудования в корпусе ракеты.
ОБЩЕЕ УСТРОЙСТВО И ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ РАКЕТЫ
Ракета В-755СУ двухступенчатая. Первая ступень представляет собой ракету в сборе, состоящую из второй ступени и ускорителя.
В состав ускорителя входят стартовый пороховой ракетный двигатель ПРД-58 с установленными на нем стабилизаторами и отсек № 7 с оборудованием.
Вторая маршевая ступень состоит из планера и размещенных в нем снаряжения, оборудования и двигательной установки. Планер второй ступени состоит из корпуса и закрепленных на нем передних плоскостей, крыльев и рулей.
В целях удобства изготовления и монтажа оборудования корпус второй ступени ракеты разделен на шесть отсеков. По технологическим соображениям отсек № 5 в свою очередь разделен на две части — отсеки № 5А и 5Б.
На корпусе ракеты имеется четырнадцать люков, через которые обеспечивается подход к узлам и агрегатам при их проверке во время хранения и эксплуатации ракеты.
В нижней части на корпусе ракеты имеются три опорных узла, которыми ракета устанавливается на пусковую установку. Передней опорой является бугель, расположенный в нижней части отсека № 4.
Задними опорами служат два ролика, расположенные на корпусе стартового двигателя.
Основные габариты ракеты
Общая длина ракеты с выдвижным насадком ПВД-9М - 10 778 мм;
Длина выступающей части трубки ПВД-9М от теоретического носка - 220 мм;
Длина второй ступени с трубкой ПВД-9М - 8215 мм;
Диаметр стартового порохового ракетного двигателя - 654 мм;
Диаметр второй ступени - 500 мм;
Размах передних плоскостей - 668 мм;
Размах крыльев - 1691 мм;
Полуразмах крыльев левого борта - 821,5 мм;
Полуразмах крыльев правого борта - 869,5 мм*;
Размах рулей - 1072 мм;
Размах стабилизаторов - 2566 мм.
* - разница в полуразмах крыльев вызвана весовой и аэродинамической несимметрией ракеты. Крылья левого борта по отношению к крыльям правого борта подрезаны от концевого профиля на 48 мм.
Весовые и центровочные данные ракеты
Первая ступень снаряженная и заправленная - 2397,9 кг;
Первая ступень снаряженная и заправленная, без окислителя - 1852,9 кг;
Первая ступень снаряженная и заправленная, без окислителя и горючего - 1683,4 кг;
Первая ступень снаряженная и заправленная, без окислителя, горючего и боевой части - 1485,5 кг;
Вторая ступень незаправленная, с боевой частью - 667 кг;
Вторая ступень заправленная, с боевой частью - 1390,4 кг;
Вторая ступень незаправленная, без боевой части - 469,1 кг;
Ускоритель неснаряженный - 398,5 кг;
Ускоритель снаряженный - 1007,5 кг;
Снаряжение ускорителя - 609 кг;
Порох - 607 кг;
Воспламенитель - 2 кг;
Заправка второй ступени - 723,3 кг;
Горючее - 169,5 кг;
Окислитель - 545 кг;
Воздух - 8,8 кг;
Боевая часть - 198 кг;
Отсеки № 1—7 без боевой части и крыльев - 437,1 кг;
Вес второй ступени с отсеком № 7 в укупорке (в таре №1) - 1407 кг;
Вес крыльев и стабилизаторов с укупоркой (с тарой №2) - 407 кг.
СОСТАВ И НАЗНАЧЕНИЕ АППАРАТУРЫ И АГРЕГАТОВ РАКЕТЫ
Ракета содержит в себе агрегаты и оборудование, обеспечиющие управляемый полет и поражение цели: боевую часть, аппаратуру автопилота с рулевым управлением, аппаратуру радиоуправления и радиовизирования, аппаратуру радиовзрывателя, агрегаты и узлы электрооборудования и двигательную установку.
Боевая часть В-88М осколочно-фугасного действия со средствами инициирования (двумя блоками: ВДМ-5 и ВДМ-5А) служит для поражения цели осколками при подрыве разрывного заряда радиолокационным взрывателем.
Автопилот АП-755У служит для стабилизации в полете второй ступени ракеты относительно трех взаимно перпендикулярных осей и для управления полетом ракеты в соответствии с командами, поступающими с комплексного блока радиоуправления ФР-15У.
В комплект автопилота входят: блок управления УС-1, два рулевых блока управления по I и II каналам С-34а-2, рулевой блок управления по III каналу АС-34а-2, два датчика скоростного напора I и II каналов АС-5, датчик скоростного напора III канала С-5-2, блок У20-Р переключения режимов работы автопилота.
Питание рулевых блоков воздухом осуществляется от воздушной системы двигательной установки второй ступени.
Аппаратура радиоуправления и радиовизирования ФР-У предназначена для приема сигналов управления ракетой, их декодирования, формирования команд управления автопилотом (К1 и К2), выделения и выдачи команды дальнего взведения радиовзрывателя или подрыва БЧ при стрельбе в режиме АДА (КЗ), команды переключения антенн радиовзрывателя и точек инициирования боевой части и команды при стрельбе ракетой по целям на догонных курсах в режиме ДК (К.4), а также для приема запросных импульсов, формирования и излучения ответных высокочастотных импульсов.
В аппаратуру радиоуправления и радиовизирования входят: комплексный блок ФР-15У, антенна радиоуправления ФР-1М-1 и антенна радиовизирования ФР-6М-1.
Радиовзрыватель 5Е11У предназначен для подрыва боевой части ракеты в момент, когда обеспечивается максимальное поражение цели осколками. Кроме того, радиовзрыватель производит переключение каналов своих приемных антенн и точек инициирования боевой части в соответствии с командой, полученной с блока ФР-15У, а также самоликвидацию ракеты в случае промаха.
В комплект радиовзрывателя входят: блок приемопередатчика, передающая антенна, экраны передающей антенны, четыре приемные антенны с кабелями и предохранительно-исполнительный механизм 5В86А.
Для повышения эффективности поражения целей, находящихся на земной (водной) поверхности, низколетящих целей, целей на догонных курсах и целей, находящихся в условиях пассивных помех, совместно с радиовзрывателем работает универсальное селектирующее устройство (УСУ).
Электрооборудование ракеты предназначено:
— для обеспечения электропитания бортовой аппаратуры от наземных источников тока;
— для обеспечения перехода на электропитание от бортовых источников при пуске ракеты;
— для обеспечения функционирования бортовой аппаратуры в процессе полета ракеты;
— для объединения бортовой аппаратуры в единый работающий комплекс.
В состав электрооборудования входят: бортовой источник тока — батарея 20А-4, преобразователь тока ПТО-800А, коммутационная аппаратура и электросеть.
Батарея 20А-4 и преобразователь тока ПТО-800А служат для питания бортовой аппаратуры ракеты.
Батарея 20А-4 является источником постоянного тока с напряжением 26 в.
Преобразователь тока ПТО-800А преобразует постоянный ток поступающий от батареи, и является источником переменного трехфазного тока напряжением 36 в частотой 400 гц и однофазного переменного тока напряжением 115 в частотой 400 гц.
Коммутационная аппаратура объединяет элементы электрооборудования ракеты и осуществляет связь ракеты с электрооборудованием наземной поверочной и пусковой аппаратуры. Коммутационная аппаратура состоит из электроразъемов, пневматических и электромагнитных реле, переключателей и других элементов.
Электросеть ракеты обеспечивает взаимосвязь блоков бортовой аппаратуры и электрооборудования.
Двигательная установка ракеты состоит из стартового двигателя ПРД-58 и двигательной установки второй ступени с ЖРД.
Пороховой ракетный двигатель предназначен для создания реактивной тяги, которая обеспечивает надежный сход ракеты с пусковой установки и получение необходимой скорости на начальном участке траектории полета.
Двигательная установка второй ступени предназначена для создания реактивной тяги, необходимой для сообщения ракете заданной скорости полета после отделения ускорителя.
В состав двигательной установки входят: жидкостный ракетный двигатель С2.720, топливная, воздушная и газовая системы.
Источник: Техническое описание "Ракета В-755СУ". Книга 1. 1974 г.
