- обтекатель
- боевая часть
- радиовзрыватель
- воздушный аккумулятор давления
- топливные баки
- поворотное крыло
- рулевая машинка
- аппаратура радиоуправления
- автопилот
- бак изопропилнитрата
- стартовый ускоритель
- турбонасосный агрегат
- блок форсунок
- стабилизатор горения
- стабилизатор
Основному разработчику ЗУР (получившей обозначение ЗМ8) – ОКБ-8 было однозначно задано применение на зенитной управляемой ракете прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД). Выбор такого типа двигателя с использованием неагрессивного жидкого топлива представлялся вполне обоснованным. В качестве окислителя в ПВРД использовался кислород воздуха, так что в баках ракеты размещалось только горючее - керосин. ПВРД превосходил ракетные двигатели по удельной тяге в пять и более раз. Для скоростей полета ракеты в 3-5 раз превышающих звуковую ПВРД характеризовался наименьшим расходом горючего на единицу тяги даже в сравнении с турбореактивным двигателем. По сравнению с ним конструкция прямоточного двигателя представлялась поразительно простой, он был и намного дешевле. Едва ли не единственным недостатком ПВРД считалась неспособность создавать значительную тягу на дозвуковых скоростях при отсутствии необходимого скоростного напора на входе в воздухозаборник, что не позволяло ограничиться применением только ПВРД на ракетах, стартующих с Земли.
К концу пятидесятых годов наибольший опыт в проектировании и отработке ПВРД был накоплен в ОКБ-670 Госкомитета по авиационной технике (ГКАТ) коллективом во главе с главным конструктором М.М.Бондарюком. Самой значительной их работой было создание сверхзвукового ПВРД для межконтинентальной крылатой ракеты С.А.Лавочкина "Буря", успешно отработанного как на стендах, так и в летных испытаниях. Велись проработки двигателей для аналогичной ракеты В.М.Мясищева "Буран", а также для других летательных аппаратов. Правда, имеющийся опыт был несколько односторонен – двигатели разрабатывались для маломаневренных аппаратов, совершающих полет с постоянной скоростью практически на одной и той же высоте. С учетом невозможности работы ПВРД на малых скоростях ракета 3М8 была выполнена по двухступенчатой схеме. Для обеспечения условий запуска прямоточного двигателя твердотопливные ускорители разгоняли ракету до скорости, соответствующей числу М=1,5...2.
К концу пятидесятых годов уже имелись сведения о неустойчивом характере работы прямоточных двигателей при больших углах атаки. В то же время, для зенитной ракеты, предназначенной для поражения высокоманевренных самолетов фронтовой авиации, требовалась реализация поперечных перегрузок порядка восьми единиц. Это в значительной мере определило выбор общей схемы ракеты. Для второй (маршевой) ступени была принята компоновка с поворотным крылом, которая обеспечивала возможность создания достаточной подъемной силы при небольших углах атаки корпуса ракеты. Сам корпус маршевой ступени ракеты представлял собой сверхзвуковой прямоточный двигатель 3Ц4 – трубу с остроконечным центральным телом, кольцевыми форсунками и стабилизаторами горения. На предыдущих ракетах подобных схем большая часть систем и агрегатов размещалась по кольцевой схеме во внешнем корпусе ПВРД. Однако ряду элементов, например, боевой части, подобная компоновка была явно противопоказана. В центральном теле воздухозаборника с диаметром цилиндрической части 450 мм помимо осколочно-фугасной боевой части 3Н11 массой около 150кг располагались радиовзрыватель 3Э26 и шаровой баллон воздушного аккумулятора давления. В передней части центрального тела предполагалась установка головки самонаведения. Центральное тело было незначительно заглублено во внутренний объем корпуса ракеты. Далее располагались ажурные конструкции из кольцевых и радиальных элементов – спрямляющие решетки, блоки форсунок, стабилизаторы горения. В кольцевом корпусе двигателя с наружным диаметром 850 мм начиная от его передней кромки располагались баки с керосином, примерно посредине длины – рулевые машинки, крепление крыльев, а ближе к задней кромке – блоки аппаратуры системы управления (СУ).
Поворотные крылья размахом 2206 мм размещались по "Х"-образной схеме и могли отклоняться гидропневматическим рулевым приводом в диапазоне +/-28° . Хорда крыла составляла 840 мм у основания, 500 мм на законцовке. Стреловидность по передней кромке составляла +19°38', по задней кромке –8°26', суммарная площадь обоих консолей (поворотных частей) в одной плоскости – 0.904 кв. м. Стабилизаторы размахом 2702 мм устанавливались по "+" – образной схеме. Хорда 860мм у основания, 490мм на законцовке. Передняя кромка – со стреловидностью 20° , задняя кромка – прямая, суммарная площадь двух консолей в одной плоскости – 1.22 кв. м. Длина ракеты составляла 8436 мм, диаметр 850 мм.
При стартовом весе 2455 кг начальный вес второй (маршевой) ступени составлял около 1400 кг, из которых примерно 270 кг приходилось на горючее – керосин Т-1 (или ТС) и 27 кг на изопропилнитрат. Подача горючего обеспечивалась турбонасосным агрегатом С5.15 (на первых образцах – С2.727), работавшем на монотопливе – изопропилнитрате. Это унитарное топливо в сравнении с ранее широко использовавшейся в ракетной технике перекисью водорода при несколько меньшей плотности (примерно на четверть) имело большую энергетику и, что более важно, было стабильней и безопасней в эксплуатации.
Каждый из четырех стартовых двигателей 3Ц5 снаряжался зарядом 4Л11 твердого баллиститного топлива РСИ-12К весом 173 кг в виде одноканальной шашки длиной 2635 мм при наружном диаметре 248 мм и диаметре канала 85 мм. Для обеспечения отделения стартовых двигателей от маршевой ступени на каждом из них в кормовой и носовой части закреплялось по паре небольших аэродинамических поверхностей, расположенных под углом к продольной оси двигателя.
На ракете 3М8 вначале предусматривалось применение комбинированного управления - радиокомандной системы на основном участке полета и самонаведения на конечном участке траектории ЗУР. Полуактивная радиолокационная головка самонаведения должна была работать по отраженному от цели сигналу импульсного излучения канала сопровождения цели станции наведения ракет.