Система керування вектором тяги камери рідинного ракетного двигуна з допалюванням вихлопного газу турбіни в камері згоряння

Реферат: Система керування вектором тяги камери рідинного ракетного двигуна з турбонасосною системою подачі палива в камеру двигуна і з допалюванням вихлопного турбінного газу в камері згоряння, яка заснована на хитанні камери двигуна відносно карданного шарнірного вузла, виготовленого в газоводі, що з'єднує вихлопний колектор турбіни з форсунковою головкою камери і включає в себе камеру двигуна, з'єднану гнучкими рідинними та газовими трубопроводами з нерухомим турбонасосним агрегатом двигуна та з силовими агрегатами гідроприводів хитання камери відносно шарнірного вузла в площинах керування польотом ракети-носія по тангажу і курсу, бортове джерело потужності для живлення гідроприводів хитання камери, блоки управління гідроприводами і контролю роботи складових частин системи керування вектором тяги двигуна, з'єднані з системою керування польотом ракети. Камера двигуна дооснащена додатковою резервною газодинамічною системою керування вектора тяги, яка вмикається при нерозрахункових режимах роботи, містить в собі чотири вузли вдуву в надзвукову частину сопла камери відпрацьованого на турбіні генераторного газу, виготовлені в кожній чверті сопла, кожні два діаметрально протилежні вузли вдуву з'єднані газоводами з вихідними патрубками нормально закритого газорозподілювача, вхідний патрубок кожного з'єднано трубопроводом з газовим кільцевим колектором, виготовленим на газоводі двигуна перед форсунковою головкою за шарнірним вузлом хитання камери, кожен газорозподілювач оснащено приводом, з'єднаним з системою керування польотом ракети. UA 94862 U (54) СИСТЕМА КЕРУВАННЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ КАМЕРИ РІДИННОГО РАКЕТНОГО ДВИГУНА З ДОПАЛЮВАННЯМ ВИХЛОПНОГО ГАЗУ ТУРБІНИ В КАМЕРІ ЗГОРЯННЯ UA 94862 U UA 94862 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до ракетно-космічної техніки, зокрема, до маршових ракетних двигунів з системою керування вектором тяги (ВТ) для забезпечення керування польотом ступенів ракет-носіїв (РН) та розгінних блоків (РБ) космічних апаратів (КА). Відомі з багатьох джерел, зокрема [1-6], різні способи і пристрої керування ВТ ракетних двигунів, які, в залежності від умов застосування і призначення, відрізняються фізичними основами, принциповими схемними і конструктивними рішеннями. Для двигунів зазначеного вище призначення в переважній більшості застосовуються такі системи керування ВТ (СКВТ): - рульові чотирикамерні рідинні ракетні двигуни (РРД) з хитанням кожної камери в одній площині по тангажу або курсу [9]; - СКВТ, засновані на хитанні чотирьох камер багатокамерного двигуна, кожної камери в одній площині по тангажу або курсу [3]; - СКВТ, засновані на хитанні камери двигуна (або двигуна в цілому) в шарнірному вузлі в двох площинах по тангажу і курсу [5]; - газодинамічні СКВТ сопла камери двигуна несиметричною інжекцією в надзвукову частину сопла основних компонентів палива або продуктів їх згоряння в площинах тангажу і курсу [5]. Кожна із зазначених СКВТ є виконавчим органом системи керування польотом (ВОСКП) ступеня ракети, вона має свої переваги та недоліки і може бути оптимальною (найбільш прийнятною) в конкретних умовах застосування. Разом з цим кожна СКВТ двигуна в більшості випадків неминуче ускладнює двигун і зменшує його надійність у порівнянні з двигуном, у складі якого немає СКВТ двигуна. Недостатня надійність роботи СКВТ двигуна знижує виконання завдань всією ракетою, а в багатьох випадках створює аварійну ситуацію у всьому ракетному комплексі на стартовій позиції. Відомі випадки зазначеного невиконання польотних завдань ступнями ракет з причин нештатної роботи або не розрахункових параметрів ВОСКП ступенів ракет, зокрема відома аварійна зупинка польоту ракети-носія "Зеніт-3 SL" в зв'язку з відмовою в роботі СКВТ двигуна першого ступеня ракети [3, 7]. В зв'язку з цим підвищення параметричної та функціональної надійності ВОСКП ступенів ракет-носіїв є однією з важливіших задач подальшого удосконалення ракетно-космічної техніки. Ця задача особливо важлива, коли ракета-носій транспортує вантаж особливо високої цінності, збереження якого є одним з найважливіших завдань запуску. Серед зазначених вище найбільш складна, а тому найменш надійна СКВТ заснована на хитанні камери. Вона містить в собі масоємкісні і складні конструктивно шарнірні вузли з'єднання камери двигуна з корпусом ступеня ракети; відрізки (ділянки) гнучких (або поворотних) магістралей подачі компонентів палива в камеру; складні по схемі, конструкції та функціонуванню бортові джерела потужності, для забезпечення робочою рідиною силових агрегатів хитання масоємких камер. ВОСКП з використанням механічної СКВТ хитанням камери або двигуна в цілому потребують використання найбільшої кількості телеметричних каналів для управління і контролю роботи ВОСКП, а також потребують відносно великих регламентноконтролюючих робіт перед запуском двигуна на стартовій позиції. Крім того, такі ВОСКП найменш захищені від випадкових, або навмисних порушень технологічної дисципліни на завершальних етапах складання після технологічних випробувань. Разом з цим такі механічні СКВТ забезпечують необмежений діапазон регулювання ВТ двигуна при малій втраті імпульсу тяги. Завдяки цьому, такі механічні СКВТ застосовуються на багатьох ступенях ракет, зокрема на РН "Зеніт-3" [3] (двигун РД 171), на РН "Циклон-4" [2] (двигун РД 861К), на РН "Антарес" [8] (двигун НК 33-1) тощо [9, 10]. Системи керування ВТ цих двигунів є аналогами даної корисної моделі. Недоліками СКВТ двигунів-аналогів є те, що зазначені вище особливості систем хитання камери (або двигуна в цілому) не забезпечують в ряді випадків достатньо високу надійність ВОСКП і, як наслідок, ракети-носія в цілому. Задачею корисної моделі є підвищення надійності ракети-носія за рахунок підвищення надійності виконавчих органів системи керування польотом. Найбільш близьким аналогом (прототипом) корисної моделі, що заявляється і де може застосовано нові рішення, є система керування ВТ двигуна РД 171, який є маршовим двигуном першого ступеня ракети "Зеніт-3 SL" [3, 7]; конструктивно-компоновочна і пневмогідравлічна схеми двигуна показані на фіг. (умовно показано одну камеру). Цей двигун містить в собі чотири камери (1) і один турбонасосний агрегат (ТНА) (2) подачі палива в камери згоряння, об'єднані силовою рамою (3), що з'єднує двигун з корпусом ракети. Вихлопний колектор турбіни (4) ТНА з'єднано газоводами (5) з форсунковими головками (6) кожної камери згоряння (7) двигуна. Керування ВТ забезпечується поворотом (хитанням) кожної з чотирьох камер згоряння відносно 1 UA 94862 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 шарнірного вузла (8), виготовленого в газоводі (5) над форсунковою головкою (6) камери згоряння (7); приводи хитання (9) кожної камери в площинах керування польотом ракети з'єднані з системою керування польотом. Для забезпечення функціонування потужних приводів хитання камери застосовано бортове джерело потужності (10), у складі якого є газотурбінний насосний агрегат подачі робочого тіла (масло) в силові агрегати приводів (9) до запуску двигуна і гідротурбінний насосний агрегат подачі робочого тіла в силові агрегати приводів хитання камер двигуна після запуску двигуна під час польоту ракети. Недоліками корисної моделі прототипу є ті, що зазначені вище для аналогів. В основу нової корисної моделі поставлена задача створення системи керування ВТ двигунної установки як ВОСКП з підвищеною надійністю, яка забезпечує підвищену надійність виконання польотного завдання ракетою-носієм, спроможність спасіння корисного вантажу, підвищену надійність старту ракети. Задача вирішується тим, що СКВТ рідинного ракетного двигуна-прототипу дооснащується додатковою (резервною) газодинамічною системою керування ВТ двигуна, яка є елементом "холодного" резервування основної механічної СКВТ двигуна. Відомо з багатьох джерел, зокрема [1, 6], що у найбільш відповідальних ступенях ракет, або у двигунних установках застосовують резервні двигуни, або окремі агрегати, системи, вузли. Так двигуна установка блока Е ракети-носія Н-1 [1] має резервний двигун 11Д412 до основного 11Д411 (разом це 11Д410) [1, 6]; резервний двигун виконує функції підвищення надійності двигунної установки на різних етапах польоту блока Е. Відомі космічні апарати, що мають двигунні установки з резервними двигунами, резервними системами наддуву паливних баків, резервними системами запуску або останову двигуна та інше [1, 9, 10]. При застосуванні резервних двигунів, систем, агрегатів важливою є задача вибору оптимально сумісної резервної системи відносно основної. Резервна система не повинна суттєво ускладнювати двигун і змінювати його характеристики. До загальних істотних ознак прототипу і нової корисної моделі, що заявляється, належить те, що СКВТ камери РРД двигуна (фіг.) з турбонасосною системою подачі палива в камеру двигуна (1) і з допалюванням вихлопного турбінного газу в камері згоряння (7), яка заснована на хитанні камери відносно карданного шарнірного вузла (8), виготовленого в газоводі (5), що з'єднає вихлопний колектор турбіни (4) з форсунковою головкою (6) камери згоряння (7), і яка включає в себе камеру двигуна, з'єднану гнучкими рідинними і газовими трубопроводами (умовно не показано) з нерухомим турбонасосним агрегатом (2) двигуна, силові агрегати гідроприводів (9) хитання камери двигуна відносно шарнірного вузла (8) в площинах керування польотом ракети-носія по тангажу і курсу, бортове джерело потужності (10) для живлення гідроприводів хитання камери, блоки керування гідроприводами і контролю роботи складових частин СКВТ, з'єднані з системою керування польотом ракети. Поставлена задача вирішується тим, що камера двигуна дооснащена додатковою резервною газодинамічною системою керування вектора тяги (Фіг., Вид І, Вид II), яка вмикається при нерозрахункових режимах роботи, містить в собі чотири вузли (11) вдуву в надзвукову частину сопла камери відпрацьованого на турбіні генераторного газу, виготовлені в кожній чверті сопла, кожні два діаметрально протилежні вузли вдуву з'єднані газоводами (12) з вихідними патрубками нормально закритого газорозподілювача (13), вхідний патрубок кожного з'єднано трубопроводом (14) з газовим кільцевим колектором (15), виготовленим на газоводі двигуна перед форсунковою головкою за шарнірним вузлом хитання камери, кожен газорозподілювач оснащено приводом (16), з'єднаним з системою керування польотом ракети (17). З метою забезпечення більш високих економічності, надійності та габаритно-масових характеристик резервної газодинамічної СКВТ двигуна газорозподілювач виготовлено двоклапанного типу з загальним приводом, Кожен клапан закритий в "нульовому" положенні і відкривається при пересуванні клапанів проти газового потоку, що надходить в газорозподілювач. Нові ознаки при взаємодії з відомими ознаками дозволяють підвищити надійність роботи СКВТ двигуна як ВОСКП ступеня ракети-носія без суттєвого ускладнення конструкції двигуна і алгоритму системи управління польотом. Застосування газодинамічної СКВТ двигуна, як елемента "холодного" резервування ВОСКП ракети, не потребує якихось змін в основній (штатній) системі керування польотом. Габаритні характеристики двигуна залишаються без змін, а маса двигуна збільшується мало, тому що газодинамічна СКВТ має на порядок меншу вагу порівняно з основною механічною СКВТ. СКВТ працює наступним чином. При розрахунковому режимі польоту функції ВОСКП ступеня виконує механічна СКВТ двигуна. За потребі бокових управляючих сил система 2 UA 94862 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 керування польотом видає команди на відхилення камери двигуна на відповідний кут, при цьому управляючий тиск робочої рідини від бортове джерело потужності надходить до відповідного силового агрегату; шток силового агрегату переміщується і важільними механізмами встановлює камеру у відповідне положення. Хитання камери двигуна з потрібною швидкістю забезпечується розрахунковою потужністю приводу (силового агрегату) при розрахункових масово-інерційних і гідродинамічних якостях системи хитання. При виникненні непрацездатності системи хитання камер двигуна, або бортового джерела потужності, або інших складових частин механічної СКВТ двигуна система керування польотом відключає від дії механічну СКВТ, установлює в "нульове" фіксоване положення камеру двигуна і вводить в дію резервну газодинамічну СКВТ двигуна. При цьому на приводи (18) подаються відповідні командні сигнали і одним (або двома) газорозподілювачем (13) подається генераторний газ в один (або в два по тангажу і курсу) вузли вдуву (11) з витратою необхідною і достатньою для створення необхідних сил при надходженні газу в надзвукову частину сопла камери. Регулювання бокових сил забезпечується регулюванням витрат газу на вдув газорозподілювачем з високою швидкістю, при цьому практично миттєво змінюються бокові сили в соплі, керуючі вектором тяги двигуна. Завдяки малим габаритам і масоємкості газодинамічної СКВТ, високій швидкодії газодинамічної СКВТ досягається поставлена задача - підвищується надійність ВОСКП ступеня ракети без суттєвого змінення габаритно-масових і конструктивно-компоновочних характеристик прототипу двигунної установки. Тільки в такому поєднанні відомої механічної СКВТ і газодинамічної СКВТ досягається позитивний ефект, це і є предметом новизни і практичної корисності розробки. Таким чином підвищується надійність ракети і ракетного комплексу в цілому, підвищується конкурентна спроможність його при збереженні високих енергомасових і експлуатаційних характеристик ракети-носія. Джерела інформації: 1 Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное" / Под ред. С.Н. Конюхова. - Днепропетровск: ООО "Колор-Граф"; ООО РА "Тандем-У", 2001. - 240 с. 2 Ракеты-носители. Проекты и реальность / Н. Блинов, Н.Н. Иванов, Ю.Н. Сеченов, В.В. Шалай. - Омск: Изд-во ОмГТУ, 2011, - 380 с. 3 Каторгин Б.И. Перспективы создания мощных жидкостных ракетных двигателей / Б.И. Каторгин - М: Вестник РАН, том 74, № 3, 2004. - С. 499-506. 4 Ракета как объект управления / Игдалов И.М., Кучма Л.Д., Поляков Н.В., Шептун Ю.Д. / Под ред. С.Н. Конюхова. - Днепропетровск: АТР-Пресс, 2004. - 541 с. 5 Коваленко Н.Д. Ракетный двигатель как исполнительный орган системы управления полетом ракет/ Н.Д. Коваленко - Днепропетровск: Институт технической механики НАНУ и НКАУ, 2003. - 412 с. 6 Назаренко В.Ф. И.И. Иванов - конструктор, ученый организатор // Техническая механика. 2003. - № 2. - С. 6-17. 7 Афанасьев И.Б. Громкое эхо Н-1 или Первый полет "Антареса" // Новости космонавтики. 2013. - № 6 (365). - С. 38-45. 8 Красильников А.Н. "Зенит" подвел "Морской старт." // Новости космонавтики. - 2013. - № 4 (365). - С. 20-22. 9 Добровольский М.С. Жидкостные ракетные двигатели / М.С. Добровольский. - М: МГТУ, 2005, - 520 с. 10 Кобелев В.Н. Ракеты-носители / В.Н. Кобелев, А.Г. Милованов // - М.: Изд. МГАТУ им. Циолковского, 1992. - 183 с. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 50 55 60 1. Система керування вектором тяги камери рідинного ракетного двигуна з турбонасосною системою подачі палива в камеру двигуна і з допалюванням вихлопного турбінного газу в камері згоряння, яка заснована на хитанні камери двигуна відносно карданного шарнірного вузла, виготовленого в газоводі, що з'єднує вихлопний колектор турбіни з форсунковою головкою камери і включає в себе камеру двигуна, з'єднану гнучкими рідинними та газовими трубопроводами з нерухомим турбонасосним агрегатом двигуна та з силовими агрегатами гідроприводів хитання камери відносно шарнірного вузла в площинах керування польотом ракети-носія по тангажу і курсу, бортове джерело потужності для живлення гідроприводів хитання камери, блоки управління гідроприводами і контролю роботи складових частин системи керування вектором тяги двигуна, з'єднані з системою керування польотом ракети, яка 3 UA 94862 U 5 10 відрізняється тим, що камера двигуна дооснащена додатковою резервною газодинамічною системою керування вектора тяги, яка вмикається при нерозрахункових режимах роботи, містить в собі чотири вузли вдуву в надзвукову частину сопла камери відпрацьованого на турбіні генераторного газу, виготовлені в кожній чверті сопла, кожні два діаметрально протилежні вузли вдуву з'єднані газоводами з вихідними патрубками нормально закритого газорозподілювача, вхідний патрубок кожного з'єднано трубопроводом з газовим кільцевим колектором, виготовленим на газоводі двигуна перед форсунковою головкою за шарнірним вузлом хитання камери, кожен газорозподілювач оснащено приводом, з'єднаним з системою керування польотом ракети. 2. Система керування за п. 1, яка відрізняється тим, що газорозподілювач виготовлено двоклапанного типу з загальним приводом, при цьому кожен клапан герметично закритий в "нульовому" положенні і відкривається при пересуванні клапана проти газового потоку, що надходить в газорозподілювач. Комп’ютерна верстка С. Чулій Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4