АТОМНАЯ ПОДВОДНАЯ ЛОДКА И ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МОРСКОГО ИСПОЛНЕНИЯ
NUCLEAR SUBMARINE AND MARINE-VERSION LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE

Изобретение относится к судостроению, преимущественно атомному подводному. Атомная подводная лодка (АПЛ) содержит прочный корпус, охватывающий его легкий корпус, цистерны между этими корпусами и спасательную всплывающую камеру, пристыкованную к АПЛ с возможностью отделения от нее. Прочный корпус выполнен из отдельных жестко связанных между собой капсул с разделением их на капсулы для обитания экипажа и капсулы с энергетическими и другими потенциально опасными установками и системами. Капсулы прикреплены к общей силовой килевой ферме, а спасательная камера выполнена в виде самоходной и управляемой подводной лодки, в которой размещен главный пункт управления атомной подводной лодкой и которая используется для спасения всего экипажа при аварии атомной подводной лодки. Капсулы сообщены между собой переходными люками с герметичными закрытиями и через соединительный блок и разъемный шлюз - со спасательной камерой для прохода в нее экипажа. Достигается повышение безопасности и бесшумности АПЛ, а также повышение возможности спасения экипажа.
Известна атомная подводная лодка (АПЛ), содержащая прочный корпус, охватывающий его легкий корпус, цистерны между этими корпусами и спасательную камеру, пристыкованную к АПЛ с возможностью отделения от нее (см. Павлов А.С. Военные корабли России 1997-1998 г.г. Справочник. Якутск, Литограф, 1997 - 151 с. Стр.17, 18, 23, 24; Букалов В.М., Нарусбаев А.А. Проектирование атомных подводных лодок. Л., Судостроение, 1968, стр.72-83).
Существующее расчленение среды обитания в прочном корпусе путем применения "прочных" межотсечных переборок подводной лодки носит иллюзорный характер, сохраняя взаимосвязь отсеков по проходящим через переборки многочисленным трубопроводам газов и жидкостей, воздуховодам вентиляции и кабельным трассам (силовым, управления, связи и др.), что зачастую приводит к невозможности локализации повреждений и пожаров на борту, потере управления отсеками и распространением повреждений в соседние отсеки. Такие ситуации неминуемо оканчиваются катастрофами (см. Букань С.П. По следам подводных катастроф. М.: Гильдия мастеров "Русь". - 1992).
Технические средства управления, связи, жизнеобеспечения, пожаротушения и электроснабжения показали свою несостоятельность из-за слабой инженерной защиты и отсутствия надежного локального (отсечного) резерва этих средств, не рационального построения организации при борьбе с авариями, а также опасного непосредственного контакта энергоемкого оборудования с экипажем.
Эти результаты (обеспечение безопасности экипажа) достигаются тем, что в атомной подводной лодке, содержащей прочный корпус, охватывающий его легкий корпус, цистерны между этими корпусами и спасательную камеру, пристыкованную к атомной подводной лодке, прочный корпус выполнен из отдельных жестко связанных между собой капсул с разделением их на капсулы для обитания экипажа и капсулы с энергетическими и другими потенциально опасными установками и системами, причем капсулы прикреплены к общей силовой килевой ферме, а спасательная камера выполнена в виде самоходной и управляемой подводной лодки, в которой размещен главный пункт управления атомной подводной лодкой и которая используется для спасения всего экипажа при аварии атомной подводной лодки, при этом капсулы сообщены между собой переходными люками с герметичными закрытиями и через соединительный блок и разъемный шлюз для прохода в спасательную камеру.
Кроме того, на атомной подводной лодке установлены реакторы, имеющие ответвления первого контура на термоэлектрические генераторы с естественной циркуляцией теплоносителя.
Кроме того, каждая капсула снабжена автономными системами пожаротушения и живучести, а обитаемые капсулы имеют еще и автономные системы жизнеобеспечения и связи.
Помимо повышения безопасности экипажа в капсулах, дистанционированных от капсул с энергетическими и другими опасными установками и системами, значительный функциональный эффект предлагаемой атомной подводной лодки (АПЛ) обеспечивается применением дополнительных термоэлектрических генераторов (ТЭГ), работающих со штатными реакторами ядерной энергетической установки (ЯЭУ) АЛЛ (см. описание к патенту RU 2151083 C1). Это позволяет отказаться от аварийных дизель-генераторов и сократить емкость аккумуляторной батареи (резервной). Мощность ТЭГ ориентировочно на два порядка ниже, чем штатного турбогенератора, и выбирается из условий обеспечения бесшумного плавания АПЛ на малых ходах (3-7 узлов) в подводном рейсе с одновременным экономным снабжением электроэнергией основных бортовых систем управления, жизнеобеспечения, живучести и связи АПЛ, в том числе при ремонтах и/или авариях на борту без ограничения по времени пребывания в подводном положении.
Реальность предложения подтверждается достигнутыми в настоящее время показателями надежности и возможностями дистанционного управления сложных технических систем из удаленного центра с перенесением функций активной безопасности, саморегуляции и автоматического дублирования на локальные необслуживаемые компьютерные устройства уже давно успешно используемые, например, в наземной ядерной энергетике и в технике пилотируемых космических полетов, авиации (см., например, Отраслевой семинар Минатома "Современные методы и средства диагностики ЯЭУ. Обнинск, 2001, 98 с., а так же опытом создания и эксплуатации автоматизированной АПЛ проекта 705, разработанной СКБ-142, см. Ильин В.Е. Подводные лодки России. М.: Астраль, 2002 - 287 с., стр.62-71).
Предлагаемые капсулирование и дистанционное управление саморегулирующимися установками АПЛ из главного пункта управления (ГПУ), размещенного в спасательной камере, позволяют резко сократить численность экипажа АПЛ, оставляя за специалистами только контроль по основным служебным постам. При трехсменной вахте получается 15 человек на борту.
Ряд вспомогательных функций, таких как питание, уборка помещений, медицина, организация досуга и др., будет обеспечиваться подвахтенной сменой. Реальность такого расширения функций подтверждается практикой длительных (более 1 года!) космических пилотируемых полетов. С набором опыта плавания в подобных условиях можно ожидать дальнейшую интеграцию функций членов экипажа и снижение их численности.
Известна американская атомная подводная лодка "Тритон" (SSRN-586), имеющая кормовую оконечность (КО), содержащую прочный корпус, гребные валы с гребными винтами, а также главные упорные подшипники и дейдвуды в кормовом отсеке. (Быховский И.А. Атомные суда. Ленинград, 1961 г., стр.121-128, 144, табл.13/3-я строка сверху).
Недостатком этой АПЛ является то, что ее КО не приспособлена для размещения в ней дополнительного оборудования контроля и защиты кормовой полусферы как из-за отсутствия необходимой площади для размещения, так и невозможности обеспечить условия для работы аппаратуры обнаружения.
Известна также российская дизельная ПЛ проекта 877 (Класс "Kilo" -"Варшавянка") (см. Справочник "Военные корабли СССР и России", г.Якутск, изд. 1995 г., стр.44), имеющая КО с кормовым отсеком, через которые насквозь проходит линия вала, а гребной винт расположен кормовее по отношению к кормовым рулям - прототип.
Недостатком КО данной ПЛ является конструктивная неприспособленность для размещения в ней дополнительных акустических и неакустических средств контроля за наиболее уязвимой кормовой полусферой пространства за ПЛ, систем подводной радиосвязи с выпускаемой антенной и средств активной и пассивной защиты от телеуправляемого и самонаводящегося оружия противника.
Технической сущностью настоящего изобретения является обеспечение защиты кормовой оконечности подводной лодки как наиболее уязвимой ее части.
Это достигается тем, что в КО, содержащей прочный и легкий корпуса, гребной винт и вал, гребной электродвигатель, главный упорный и опорный подшипники, дейдвуд и кормовые рули с приводами, гребной винт подвижно насажен на прочный корпус, например в районе кормового отсека, и имеет ступицу большого диаметра, по контуру совпадающую с образующей линией легкого корпуса ПЛ в месте установки ГВ. При этом для размещения ГВ легкий корпус ПЛ имеет разрыв, а упор винта передается на корпусные конструкции прочного корпуса непосредственно от ГВ через кольцевые поверхности на ступице винта и прочном корпусе (находящиеся в плоскости шпангоута), снабженные антифрикционным покрытием, а смазка и охлаждение трущихся поверхностей обеспечивается самопротоком окружающей забортной воды.
Количество лопастей данного ГВ в связи с резким увеличением диаметра ступицы увеличивается в несколько раз по сравнению с ГВ традиционной конструкции, а их высота снижена из расчета создания требуемого упора ГВ при существенно сниженной частоте вращения до супернизких оборотов.
Привод ГВ осуществляется, например, несколькими радиально установленными электродвигателями, на выходном валу каждого из которых имеются шестерни, вступающие в зацепление с зубчатым колесом большого диаметра, являющимся частью конструкции ступицы ГВ.
Далее приведен обзор схем наиболее современных ЖРД и сделан анализ по их адаптации к морским условиям.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и, как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Недостатком этого двигателя является отсутствие управления вектором тяги.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г, который содержит камеру турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом.
Недостаток - двигатель не имеет системы регулирования вектора тяги и управления по крену.
Известен жидкостный ракетный двигатель и ТНА по патенту РФ на изобретение №2161263, прототип ЖРД.
Этот двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, и узел качания камеры сгорания ЖРД, установленный между газоводом и камерой сгорания, точнее головкой камеры сгорания. Этот узел выполнен в виде сильфона и кардана, которые совместно обеспечивают качание камеры сгорания и герметизацию подвода газогенераторного газа, имеющего большие давление и температуру. Кроме того, предусмотрена система охлаждения сильфона, так как его работоспособность в столь экстремальных условиях вызывает сомнение.
Турбонасосный агрегат содержит турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно насоса.
Недостатки этого двигателя и узла подвески камеры сгорания, входящего в его состав: низкая ненадежность узла подвески камеры сгорания ЖРД из-за наличия большого количества деталей, малой прочности тонкостенных сильфонов, работающих при высоких давлении и температуре. Подшипники карданного подвеса, передающего силу тяги камеры сгорания, достигающую 200…1000 тс, также работают при высокой температуре (от 500 до 800°C), при этом смазка выгорает, подшипники разрушаются, управление вектором тяги затрудняется.
Применение для охлаждения этого узла горючего, предназначенного для подачи в камеру сгорания, не только усложняет конструкцию этого узла и в целом двигателя, но и делает ее работу чрезвычайно опасной, так как при разрыве сильфона горючее и газогенераторный газ, содержащий избыток окислителя, войдут в контакт, что неизбежно приведет к пожару в двигательном отсеке ракеты и прекращению подачи горючего в камеру сгорания.
Управление вектором тяги ЖРД выполнено ненадежно, а управление по углам крена (по ракетной терминологии) отсутствует.
Задачи создания группы изобретений - значительное повышение скорости движения подводной лодки в режиме атаки из надводного положения и улучшение подводной лодкой, на которой двигатель установлен.
Решение указанных задач достигнуто в атомной подводной лодке, содержащей прочный корпус, охватывающий его легкий корпус, цистерны между этими корпусами, прочную рубку и спасательную всплывающую камеру, установленную внутри прочного корпуса под прочной рубкой, кормовую оконечность с гребным винтом, со ступицей, установленной на гребном валу, соединенном с электродвигателем и, по меньшей мере, один ядерный реактор, соединенный трубопроводами контура циркуляции с турбогенератором, который электрическим кабелем соединен с аккумуляторами и с электродвигателем, тем, что согласно изобретению к прочному корпусу с обеих сторон прикреплены два боевых модуля обтекаемой формы с гребными винтами, а сверху прикреплен ракетный модуль с быстросбрасывамой торцовой заглушкой и с жидкостным ракетным двигателем морского исполнения. Внутри ракетного модуля могут быть установлены баки окислителя и горючего, соединенные трубопроводами с жидкостным ракетным двигателем морского исполнения. Боевые модули могут быть разделены на отсеки, в которых установлены ракеты, торпеды, ядерные реакторы и приводы гребных винтов. Внутри прочного корпуса может быть установлен катализатор водорода и кислорода, соединенный кабелем с аккумуляторами.
Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе морского исполнения, содержащем силовую раму, камеру сгорания, закрепленную на узле подвески к силовой раме, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насосы окислителя и горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, отличающийся тем, что газогенератор и турбонасосный агрегат установлены соосно с камерой сгорания, при этом газогенератор и турбонасосный агрегат выполнены в виде единого агрегата.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…10, где:
- на фиг.1 приведена схема АПЛ, разрез по горизонтальной плоскости,
- на фиг.2 приведен вид АПЛ сверху в разрезе,
- на фиг.3 приведен АЛЛ, разрез по вертикальной плоскости,
- на фиг.4 приведена схема ракетного блока в разрезе,
- на фиг.4 приведена схема электрооборудовании для первого варианта,
- на фиг.5 приведена схема электрооборудования для второго варианта,
- на фиг.6 приведен разрез А-А кормовая часть АПЛ,
- на фиг.7 приведен вариант силовой установки с генератором водорода и кислорода,
- на фиг.8 приведена схема кормовой части АПЛ,
- на фиг.9 приведена схема жидкостного ракетного двигателя,
- на фиг.10 приведен вид сверху,
Атомная подводная лодка АПЛ (фиг.1…10) содержит прочный корпус 1, охватывающий его легкий корпус 2, цистерны 3 между этими корпусами 1 и 2, прочную рубку 4 и спасательную всплывающую камеру 5, установленную внутри прочного корпуса 1 под прочной рубкой 4, кормовую оконечность 6 с гребным винтом 7 со ступицей 8, установленной на гребном валу 9, соединенном с электродвигателем 10 и, по меньшей мере, один ядерный реактор 11, соединенный трубопроводами контура циркуляции 12 с турбогенератором 13, который электрическим кабелем 14 соединен с аккумуляторами 15, которые электрическим кабелем 16 соединены с электродвигателем 10. При этом к прочному корпусу 1 прикреплена обтекаемым пилоном 17, ракетный модуль 18 обтекаемой формы с быстросбрасывамой торцовой заглушкой 19 и с жидкостным ракетным двигателем морского исполнения 20. Внутри ракетного модуля 18 установлены баки окислителя 21 и горючего 22, соединенные трубопроводом окислителя 23 с ракетным клапаном 24 и трубопроводом горючего 25 с ракетным клапаном горючего 26 с жидкостным ракетным двигателем морского исполнения 20.
Внутри прочного корпуса 1 могут быть установлены термоэлектрические генераторы 27, соединенные трубопроводами контура циркуляции 28 (фиг.1) с ядерным реактором 11.
Возможен вариант исполнения АПЛ, в котором внутри прочного корпуса 1 установлен катализатор водорода и кислорода 29 (фиг.7), соединенный кабелем 30 с аккумуляторами 15. Катализатор водорода и кислорода 29 трубопроводами 31 и 32 может быть соединен с ЖРД морского исполнения 20.
АПЛ содержит палубы 33, переборки 34, разделяющие внутреннюю полость прочного корпуса 1 на отсеки 35.
АПЛ оборудованы боевыми модулями 36 (фиг.2), содержащими прочный корпус 37 обтекаемой формы. Крепление боевых модулей к прочному корпусу 1 выполнено при помощи узлов крепления 38, выполненных с возможностью быстрого разъема (например при помощи пироболтов).
Боевые модели 36 содержат каждый торпедным отсеком 39 с торпедами 40, ракетный отсек 41 с ракетами 42, энергетический отсек 43 с ядерным реактором 44. Кроме того, каждый боевой модуль 36 оборудован гидравлическим винтом 45 и электродвигателем 46.
Жидкостный ракетный двигатель морского исполнения 20 (фиг.8…10) содержит силовую раму 47, камеру сгорания 48, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 49 и турбонасосный агрегат 50, подстыкованный к газогенератору 49 посредством газовода 51 или непосредственно, содержащий, в свою очередь, турбину 52, насос окислителя 53, насос горючего 54. Турбонасосный агрегат 50 может содержать дополнительный насос горючего 55.
Выход из насоса горючего 54 соединен трубопроводом 56 с входом в дополнительный насос горючего 55 (при его наличии). Камера сгорания 48 содержит головку 57, цилиндрическую часть 58 и сопло 59. Газогенератор 49 и ТНА 50 закреплены при помощи шарнира 60 и двух шарнирных тяг 61. Между газоводом 51 и камерой сгорания 48, точнее ее головкой 57 установлен узел подвески 62 камеры сгорания 48. Он обеспечивает качание камеры сгорания 48 в двух плоскостях относительно точки «О», для управления вектором тяги R.
Для этого жидкостно-ракетный двигатель морского исполнения содержит два привода 63, установленных во взаимно-перпендикулярных плоскостях камеры сгорания 48, выполненных, например, в виде гидроцилиндров 64, прикрепленных штоками 65 к силовой раме 47, и имеющих штоки 65. На камере сгорания 48, например, на ее цилиндрической части 58, выполнено основное силовое кольцо 66, к которому шарнирно прикреплены штоки 65 приводов 63. Приводы 63 служат для управления АПЛ по углам тангажа и рыскания.
Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг.8 и содержит трубопровод горючего 67, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 54, содержащим пускоотсечной клапан 68 и сильфон 69, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 70 камеры сгорания 48. Выход из насоса окислителя 53 трубопроводом окислителя 71, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 72, соединен с газогенератором 49. Также выход из дополнительного насоса горючего 55 трубопроводом горючего 73, содержащим регулятор расхода 74 и пускоотсечной клапан горючего 75 соединен с газогенератором 49. На газогенераторе 49 и на камере сгорания 48 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 76.
Особенностью двигателя (фиг.10) является то, что ТНА 50 и камера сгорания 48 в верхней части прикреплены к шпангоутам 77 каждая при помощи не менее, чем трех шарниров 78 и шарнирных тяг 79, а камера сгорания 48 имеет возможность поворачиваться относительно узла подвески 62.
Узел подвески 62 камеры сгорания 48 ЖРД 20 содержит две части: неподвижную 80 и подвижную 81. Неподвижная часть 80 жестко соединена с газоводом 51, а подвижная часть 81 жестко соединена с головкой 57 камеры сгорания 48, за счет того, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение 82, выполненное пустотелым внутри, при этом неподвижная часть 80 закреплена внутри ракетного модуля 18 при помощи шарниров тяг 78 и шарнирных тяг 79.
Ракетный модуль 18 содержит баллон надува 83, трубопровод надува окислителя 84, клапан надува окислителя 85, трубопровод надува горючего 86 и клапан надува горючего 87.
АПЛ оборудовано бортовым компьютером 88, который электрическими связями 89 соединен с запальными устройствами 76 и с пускоотсечными клапанами 68, 72 и 75.
Система управления по углу крена не предусмотрена
АПЛ первого варианта исполнения работает следующим образом (фиг.1, 2 и 4). Запускают ядерный реактор 11, и теплоноситель по трубопроводам циркуляции 12 подается в турбогенератор 13. Турбогенератор 13 вырабатывает электрический ток, который по электрическому кабелю 14 подается в аккумулятор 15, из которого по электрическому кабелю 16 подается в электродвигатель 10. Электродвигатель 10 через гребной вал 9 приводит во вращение ступицу 8 с гребными винтами 7. Подводная лодка движется в подводном положении. Одновременно часть теплоносителя по трубопроводам циркуляции 25 поступает в термоэлектрические генераторы 27, которые дополнительно вырабатывают электрическую энергию, например, в режиме «полета» АПЛ или при отказе турбогенератора 13.
Для значительного ускорения движения АПЛ в режиме атаки она переводится в надводное положение. Потом запускают ЖРД морского применения 20. ЖРД морского применения 20 запускается следующим образом.
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на горючем с блока управления 88 по электрическим каналам связи 89 подается команда на клапаны надува 85 и 87 и на ракетные клапаны окислителя и горючего 24 и 26. После заливки насосов окислителя 53 и горючего 54 открывают пускоотсечные клапаны 68, 72 и 75, установленные за насосом окислителя 53, после насоса горючего 54 и после дополнительного насоса горючего 55. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 49, где воспламеняются при помощи запальника 76. Газогенераторный газ и горючее подается в камеру сгорания 48. Горючее охлаждает камеру сгорания 48, проходя через зазор, между оболочками ее сопла 59 и цилиндрической части 58, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг.1), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 48 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 49. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 76, установленным на камере сгорания 48.
После запуска турбонасосного агрегата 50 газогенераторный газ подается из газогенератора 49 в турбину 52, раскручивается ротор ТНА (на фиг.8…10 не показано), давление на выходах насосов 53, 54 и 55 возрастает. Далее по газоводу 51 и через узел подвески 62 газогенераторный газ подается в головку 57 камеры сгорания 48.
Для управления вектором тяги R при помощи привода 63, воздействуя штоком 65 на силовое кольцо 66, поворачивают камеру сгорания 48 относительно точки «О» на угол 5…7°. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения R1 продольной оси симметрии камеры сгорания 48 и относительно атомной подводной лодки, на которой этот двигатель установлен.
Работа АПЛ второго варианта в режиме полета осуществляется следующим образом (фиг.3 и 5). Включают катализатор водорода и кислорода 29, который начинает разлагать воду на кислород и водород. Кислород и водород по трубопроводам 31 и 32 подается в ЖРД морского применения 20. Преимущество этого варианта - отсутствие баков окислителя и горючего и необходимость постоянно транспортировать большой запас этих компонентов ракетного топлива в подводном режиме работы.
АПЛ атакует цели в надводном положении в движении АПЛ в режиме «ракеты», со скоростью М=0,5…1,0, что делает ее неуязвимой и позволяет выпустить торпеды 40 и ракеты 42 из надводного положения. Учитывая, что торпеды 40 уже имеют начальную скорость М=0,5…1,0, уклониться от торпедной атаки невозможно. Ракеты 42 могут применяться не только для решения оперативно-тактических задач, но и для решения стратегических задач, т.е. стрельбы из нейтральных вод на расстояние 3000…5000 км. При этом АПЛ остается неуязвимой и если ее местонахождение будет обнаружено, то из-за большой скорости АЛЛ в надводном положении и небольшого отрезка времени пребывания в надводном положении от 10 до 60 сек, она не может быть поражена. После выпуска торпед 40 и ракет 42 АПЛ уходит в подводное положение. Возможна повторная атака.
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить кратковременное значительное увеличение скорости движения АПЛ в надводном положение и даже ее полет со скоростью М=0,5…1,0 в режим атаки для запуска торпед и ракет в надводном положении для обеспечения надежности запуска и точности попадания при неуязвимости АПЛ для средств обороны противника.
2. Обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД и управление атомной подводной лодки.
3. Обеспечить безопасность экипажа.
4. Использовать АПЛ в мирных целях.