Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун для його здійснення

Реферат: Запропоновано спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун для його здійснення. Спосіб заснований на регулюванні витрат компонента палива на вприскування в сопло відповідно до потрібних бокових сил, сукупно здійснюють газодинамічне регулювання вектора тяги двигуна несиметричним вприскуванням компонента палива в надзвуковий потік сопла через вузли вприскування та механічне регулювання вектора тяги хитанням камери або двигуна в цілому, закріпленого в шарнірному вузлі приводами, з'єднаними з пристроями газодинамічного регулювання вектора тяги та системи керування польотом літального апарата. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги містить камеру згоряння з надзвуковим соплом, турбонасосну систему подачі компонентів палива в камеру згоряння з турбіною, що містить вихлопний колектор генераторного газу, з'єднаний газоводом з кільцевим колектором вузла вдуву вихлопного газу в надзвукову частину сопла, вузли вприскування в сопло компонентів палива, які розташовані в кожній чверті сопла і з'єднані трубопроводами з регулюючими пристроями з високонапірною магістраллю двигуна, приводи регулюючих пристроїв, з'єднані командними пристроями керування. Двигун з'єднаний з корпусом ступеня ракети шарнірним вузлом, а також приводами, встановленими в площинах регулювання вектора тяги для хитання камери двигуна або двигуна в цілому і з'єднаними з системою керування польотом і системою газодинамічного регулювання вектора тяги. UA 103528 C2 (12) UA 103528 C2 UA 103528 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Винахід належить до ракетно-космічної техніки і може бути використаний для регулювання вектора тяги (ВТ) маршового рідинного ракетного двигуна (РРД) розгінних блоків (РБ) космічних апаратів (КА) з метою керування польотом літального апарата (ЛА). Особливістю сучасних і перспективних РБ КА є те, що вони виконують все більш ускладненні програми польоту. Наприклад, вони повинні виводити в різні точки навколоземних орбіт декілька КА однієї або різної маси, виконувати короткочасні маневри при розведенні КА та інше. В зв'язку з цим збільшуються вимоги до виконавчих органів системи керування (СК) польотом РБ, зокрема до способу регулювання ВТ маршового двигуна. Забезпечення більш високих характеристик двигунної установки (ДУ) і РБ є однією з найважливіших задач подальшого вдосконалення ракетної техніки, при цьому дуже важливе значення має вдосконалення системи регулювання ВТ двигуна при виконанні задач керування рухом ЛА [1, 2, 3]. Відомо з багатьох джерел, зокрема [2, 3], що СК польотом зазначених об'єктів виконує дві функції керування: 1 - наведення польоту об'єкта за заданою (розрахунковою) траєкторією; 2 - стабілізація параметрів польоту при дії на ЛА збурюючих факторів. В переважній більшості зазначені дві функції керування польотом виконує один виконавчий орган СК (ВОСК) польотом ЛА, який входить до складу маршового двигуна і забезпечує створення бокових сил в площинах керування польотом ЛА по каналах тангажу (Т), курсу (рисканню (Р)) і крену (Кр) шляхом регулювання ВТ двигуна [2-5]. Виконання більш широких і нових функціональних задач РБ збільшує завантаження ВОСК польотом, при цьому збільшуються енергозатрати на регулювання ВТ двигуна. Але деякі із відомих способів регулювання ВТ двигуна неспроможні з достатньою надійністю виконувати додаткові функціональні завдання. На верхніх ступенях ракет-носіїв (РН) та РБ в переважній більшості застосовуються РРД, ВТ яких регулюється механічним способом (хитання камери чи двигуна в цілому) [2, 3, 5] або газодинамічним способом (несиметрична інжекція в надзвукову частину сопла рідинних компонентів палива або продуктів їх згоряння) [3, 4, 6, 7]. Кожний із відомих способів і пристроїв має свої переваги і недоліки, які в конкретних умовах визначають оптимальність того або іншого способу. Відомі способи і пристрої регулювання ВТ РРД, засновані на повороті камери (або двигуна в цілому) відносно шарнірного вузла за допомогою приводів [2, 3, 4], з'єднаних з СК польотом ЛА. Перевагою цього способу є те, що він забезпечує при малих витратах компонента палива і, як наслідок, при збереженні високої економічності ДУ широкий діапазон регулювання ВТ двигуна, в тому числі в розширеному діапазоні для компенсування великих короткочасних або тривалих нетипових факторів, збурюючих політ РБ (бокових сил до 0,06 Рдв і більше, Рдв - тяга двигуна). Такі збурюючі політ РБ бокові сили створюються, наприклад, при польоті сучасних і перспективних РБ, які послідовно виводять на орбіту (орбіти) декілька КА приблизно рівної маси. При відділенні від РБ одного із таких КА створюється великий ексцентриситет центра мас ЛА, який має бути компенсований (парируваний) ВОСК польотом. Це досягається відхиленням двигуна на відповідний кут і утриманням цього положення системою стабілізації польоту РБ. Недоліком цих відомих механічних способів і пристроїв є те, що вони мають низькі та нестабільні динамічні характеристики, мають проблеми щодо надійного забезпечення режимів стабілізації польоту РБ при різних ексцентриситетах мас, не можуть бути надійно відпрацьовані в наземних умовах при вогневих стендових випробуваннях. Для достатньої швидкості хитання двигуна крім того необхідне використання потужних і швидкісних приводів і складних гідросистем, що приводить до різкого збільшення проблем або робить неможливим забезпечення надійності режимів стабілізації польоту РБ. Відомі газодинамічні способи регулювання ВТ РРД шляхом несиметричної інжекції в надзвукову частину сопла рідинних компонентів палива або продуктів їх згоряння зазначених недоліків не мають [2, 3, 6, 7]. Але при створенні зазначених тривалих бокових сил, керуючих польотом, маємо великі витрати компонентів палива, що різко (в переважній більшості недопустимо) знижує економічність ДУ. Для РРД зазначеного вище призначення переваги мають системи регулювання ВТ, основані на несиметричній інжекції в сопло компонентів палива. Зокрема такі способи і пристрої регулювання ВТ РРД детально описані і аналізуються в [3, 6, 7]. Задачею винаходу є вдосконалення способу регулювання ВТ двигуна шляхом застосування переваг механічного та газодинамічного способів з використанням нових технічних рішень щодо їх сукупного функціонування в СК польотом ЛА. 1 UA 103528 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Найбільш близьким аналогом (прототипом) способу і пристрою, де застосовано нові рішення, є спосіб регулювання ВТ РРД та РРД по патенту № 86958 [7], заснований на регульованій подачі в надзвукову частину сопла окислюючого компоненту палива через один або два із чотирьох встановлених в кожній чверті сопла вприскуючих пристроїв. До загальних істотних ознак прототипу і нового способу, що заявляється, належить те, що регулювання ВТ двигуна відповідно до потрібних бокових сил забезпечується регулюванням (збільшенням або зменшенням) витрат компоненту палива на вприск в сопло. Недоліком способу-прототипу є те, що в ньому при регулюванні ВТ двигуна, для забезпечення керування польотом зазначеного призначення РБ, маємо великі енергозатрати на компенсацію тривалих або постійно діючих великих збурюючих факторів, що створюється від ексцентриситету центра мас РБ після відділення одного із декількох КА, що входили до складу РБ, в зв'язку з чим знижуються енергомасові характеристики ДУ і балістичні характеристики РБ в цілому. В основу винаходу поставлено задачу підвищення енергомасових характеристик ДУ і балістичних характеристик РБ за рахунок удосконалення способу регулювання ВТ двигуна зазначеного призначення шляхом підвищення динамічної якості системи та зменшення витрат компонента палива на керування польотом ЛА. Поставлена задача вирішується тим, що у новому способі регулювання ВТ двигуна сукупно застосовано газодинамічний спосіб регулювання ВТ РРД несиметричним вприскуванням в надзвукову частину сопла окислюючого компонента палива і механічний спосіб регулювання ВТ РРД хитанням камери або двигуна в цілому, закріпленому в шарнірному вузлі з використанням приводів, з'єднаних з пристроями газодинамічного регулювання (ГДР) ВТ та СК польотом ЛА. З метою забезпечення високої якості наведення і стабілізації польоту ЛА ГДР ВТ двигуна здійснюється в пропорційному (аналоговому) режимі шляхом збільшення (зменшення) витрат рідинного компоненту палива в надзвуковий потік сопла відповідно з потрібними для керування польотом боковими силами, механічне регулювання ВТ здійснюється ступінчато шляхом одноразового або періодичного відхилення РРД на потрібний кут, при цьому забезпечується компенсація виникаючих короткочасних або тривалих збурюючих факторів, які діють за межами, характерними для розрахункових режимів наведення і стабілізації польоту ЛА. Газодинамічна і механічна системи регулювання ВТ двигуна можуть функціонувати автономно і можуть бути з'єднані механічними або електричними засобами для сумісного функціонування. ГДР ВТ здійснюється по командах СК польотом ЛА, а механічне регулювання по сумісних командах від пристроїв ГДР ВТ та СК польотом ЛА. При запропонованому способі розширюється до декількох разів діапазон регулювання ВТ двигуна при збереженні високих статичних і динамічних характеристик, розширюється область стійкості режимів стабілізації, підвищується надійність роботи та зменшуються енергозатрати на керування польотом ЛА, зокрема зменшуються витрати компонента палива, що вприскується в сопло, з метою регулювання ВТ двигуна. До загальних істотних ознак нового двигуна і двигуна-прототипу належить газодинамічна система регулювання ВТ, яка містить в собі пристрої вприскування (вузли та форсунки) рідинного компонента палива, виготовлені на надзвуковій частині сопла, а також пристрої подачі і регулювання рідини, що вприскується в сопло. Задачею винаходу є також вдосконалення конструкції СК ВТ двигуна шляхом застосування нових схемних і конструктивних рішень для впровадження нового способу регулювання ВТ двигуна в забезпечення більш надійного і економічного керування польотом ЛА. Для реалізації нового способу регулювання ВТ РРД з'єднаний з корпусом ступеня ракети шарнірним вузлом, а також приводами, встановленими в площинах регулювання ВТ двигуна для хитання камери або двигуна в цілому і з'єднаними з системою ГДР ВТ двигуна та СК польотом ЛА. З метою зменшення потужності приводів хитання двигуна, його шарнірний вузол розташовано на форсунковій головці камери згоряння двигуна і з'єднано з силовим фланцем паливного бака або корпуса двигуна, а приводи хитання двигуна розташовані в площині поперечного перерізу корпусу РБ в районі вихідної частини сопла двигуна і з'єднані з бандажем, виготовленим на зовнішній поверхні сопла, і з силовим шпангоутом ступеня ракети. З метою підвищення надійності роботи двигуна, а також системи регулювання ВТ та СК польотом РБ для хитання двигуна встановлено по два приводи хитання двигуна в кожній площині керування польотом з діаметрально протилежних сторін сопла і з'єднано шарнірнобезлюфтовим сполученням з кільцевим силовим шпангоутом корпусу РБ, з системою ГДР ВТ двигуна і СК польотом і силовим бандажем, виготовленим на надзвуковій частині сопла. 2 UA 103528 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 З метою спрощення конструкції приводів і в цілому системи хитання двигуна та розширення її функціональних можливостей, приводи хитання виготовлені з пристроями багаторазового включення в роботу з можливістю плавного або ступінчатого регулювання (з однією, двома і більше ступенями) та з можливістю регулювання їх положення з установкою у відповідності до потрібного кута відхилення двигуна. Суть винаходу пояснюється кресленням, де показано запропонований РРД з новою, удосконаленою системою регулювання ВТ. Двигун містить в собі камеру згоряння (1) і сопло (2), турбонасосний агрегат (3) подачі палива в камеру з турбіною (4), вихлопний колектор (5) якої сполучено газоводом (6) з кільцевим колектором вдуву вихлопного газу (7) в сопло. В кожній чверті сопла (переріз А-А) в площинах регулювання ВТ по каналах "Т" і "Р" встановлено вузли вприскування (8) з регуляторами витрат (9) окислюючого компонента палива в надзвуковий потік сопла. Кожний вузол вприскування сполучено трубопроводами (10, 11, 12) з високонапірною магістраллю (13) окислюючого компонента палива двигуна і з приводом (14), на який надходять командні сигнали СК і стабілізації польоту ЛА. В верхній частині двигуна, наприклад, на форсунковій головці камери згоряння (15), розташований шарнірний вузол (16), з'єднаний з фланцем (17) паливного бака ДУ РБ. На соплі двигуна, наприклад, за системою вдуву газу і системою вприскування компонента палива в сопло для регулювання ВТ, виготовлено силовий бандаж (18) з елементами шарнірно-безлюфтового з'єднання його з силовими елементами, наприклад, циліндрами приводів хитання (19) двигуна, з'єднаних з кільцевим силовим шпангоутом (20) корпуса РБ, з системою ГДР ВТ двигуна і СК польотом. Пристрій працює таким чином. Турбонасосний агрегат (3) подає компоненти палива в камеру згоряння (1), продукти згоряння палива витікають із сопла (2), створюючи основну реактивну тягу двигуна. Вихлопний газ турбіни (4) із колектора (5) по газоводу (6) надходить до кільцевого колектора вдуву (7) і далі через кільцеву щілину вдувається в надзвукову частину сопла. Для створення керуючих зусиль по каналах "Т" і "Р" включаються в роботу один або два діаметрально протилежні вузли вприскування (8). Окислювач із магістралі (13) надходить по трубопроводах (12, 11, 10) до вузлів вприскування (8) і далі в порожнину сопла (2), при цьому в соплі виникає взаємодія потоків, в результаті чого виникає бокова сила, яка створює керуючий момент. Для регулювання ВТ привід (14) по командах від СК польотом плавно змінює положення регулятора витрат (9) окислювача відповідно до потрібних бокових сил, при цьому як відомо з багатьох джерел, зокрема [3, 7], забезпечуються високі швидкодія, статичні і динамічні характеристики системи регулювання ВТ двигуна. Функціонування описаної газодинамічної системи регулювання ВТ двигуна забезпечує типові програми наведення і стабілізації польоту ЛА. На форсунковій головці камери згоряння (15), розташований шарнірний вузол (16), з'єднаний з фланцем (17) паливного бака ДУ РБ. При виникненні нетипових короткочасних або тривалих збурюючих факторів (наприклад, тимчасовий або циклічній ексцентриситет центра маси ЛА, аеродинамічний удар та інше), які в більшості випадків перевищують ті, що діють в типових умовах польоту, в функціонування вступає механічна система регулювання ВТ двигуна. При цьому по команді СК польотом привід хитання двигуна (19) відхиляє двигун на потрібний кут і утримує в такому положенні під час дії збурюючих факторів. При припиненні дії зазначених збурюючих факторів приводом установлюють двигун в початкове або в інше положення відповідно до команд СК польотом. Приводи хитання виготовлені з пристроями багаторазового включення в роботу з можливістю плавного або ступінчастого регулювання кута відхилення камери або двигуна в цілому. Привід може бути виготовлено для плавного або ступінчатого регулювання положення двигуна в залежності від вимог СК польотом ЛА. Газодинамічна і механічна системи регулювання ВТ двигуна можуть функціонувати автономно і можуть бути з'єднані механічними або електричними засобами для сумісного функціонування. ГДР ВТ здійснюється по командах системи керування польотом ЛА, а механічне регулювання - від СК і пристроїв ГДР ВТ. Таким чином, перевагою винаходу перед прототипом є більш висока економічність та більш високі динамічні якості системи регулювання ВТ двигуна, тим самим підвищуються енергомасові характеристики РРД і балістичні характеристики РБ в цілому. Джерела інформації: 1. Коваленко Н. Д. Некоторые тенденции развития двигателестроения в ракетнокосмической технике / Н.Д. Коваленко, Г.А. Стрельников // Материалы XII международного конгресса двигателестроителей: Авиационно-космическая техника. - Харьков: ХАИ, 2007. - № 7 (43). - С. 67-71. 3 UA 103528 C2 5 10 15 2. Ракета как объект управления / И.М. Игдалов, Л.Д. Кучма, Н.В. Поляков, Ю.Д. Шептун / Под ред. С.Н. Конюхова. - Днепропетровск: Арт-Пресс, 2004. - 544 с. 3. Коваленко Н.Д. Ракетный двигатель как исполнительный орган системы управления полетом ракет / Н.Д. Коваленко. - Днепропетровск: Институт технической механики НАН и НКА Украины, 2003. - 412 с. 4. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное" / Под ред. С.Н. Конюхова. - 3-е издание, перераб. и доп. - К.: Издательская компания КИТ, 2004. - 260 с. 5. Украина Космическая. Задача - удержаться на высокотехнологической орбите / С.Н. Конюхов // Экспо 2003, индустрия Украины. - 2003. - № 4 (29). - С. 38-42. 6. Патент на винахід 71862 Україна, МПК F02K 9/42, F02K 9/82. Рідинна ракетна двигунна установка щільного компонування з регульованим вектором тяги / Коваленко М.Д., Стрельников Г.О., Коваленко Г.М.; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. а20031213350; заявл. 31.12.2003; опубл. 15.05.2006, Бюл. 5. - 10с. 7. Патент на винахід 86958 Україна, МПК F02K 9/00, F02K 9/42. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги / Коваленко М.Д., Стрельников Г.О., Коваленко Г.М., Хоменко О.В., Сироткіна Н.П., Коваленко Т.О.; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. - а200607625; заявл. 07.07.2006; опубл. 10.06.2009, Бюл. № 11. - 10 с. ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 20 25 30 35 40 45 50 55 60 1. Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна, що заснований на регулюванні витрат компонента палива на вприскування в сопло відповідно до потрібних бокових сил, який відрізняється тим, що сукупно здійснюють газодинамічне регулювання вектора тяги двигуна несиметричним вприскуванням компонента палива в надзвуковий потік сопла через вузли вприскування та механічне регулювання вектора тяги хитанням камери або двигуна в цілому, закріпленого в шарнірному вузлі приводами, з'єднаними з пристроями газодинамічного регулювання вектора тяги та системи керування польотом літального апарата. 2. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що газодинамічне регулювання вектора тяги двигуна здійснюють в пропорційному режимі шляхом збільшення або зменшення витрат рідинного компонента палива в надзвуковий потік сопла відповідно з потрібними для керування польотом боковими силами, механічне регулювання вектора тяги здійснюють ступінчато шляхом одноразового або періодичного відхилення рідинного ракетного двигуна на потрібний кут. 3. Спосіб за пп. 1, 2, який відрізняється тим, що газодинамічну і механічну системи регулювання вектора тяги двигуна забезпечують автономно. 4. Спосіб за пп. 1, 2, який відрізняється тим, що газодинамічну і механічну системи регулювання вектора тяги двигуна з'єднують механічними або електричними засобами для сумісного функціонування. 5. Спосіб за пп. 1, 2, який відрізняється тим, що газодинамічне регулювання вектора тяги здійснюють по командах системи керування польотом літального апарата, а механічне регулювання - по сумісних командах від системи керування і пристроїв газодинамічного регулювання вектора тяги. 6. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги, що містить камеру згоряння з надзвуковим соплом, турбонасосну систему подачі компонентів палива в камеру згоряння з турбіною, що містить вихлопний колектор генераторного газу, з'єднаний газоводом з кільцевим колектором вузла вдуву вихлопного газу в надзвукову частину сопла, вузли вприскування в сопло компонентів палива, які розташовані в кожній чверті сопла і з'єднані трубопроводами з регулюючими пристроями з високонапірною магістраллю двигуна, приводи регулюючих пристроїв, з'єднані командними пристроями керування, який відрізняється тим, що двигун з'єднаний з корпусом ступеня ракети шарнірним вузлом, а також приводами, встановленими в площинах регулювання вектора тяги для хитання камери двигуна або двигуна в цілому і з'єднаними з системою керування польотом і системою газодинамічного регулювання вектора тяги. 7. Рідинний ракетний двигун за п. 6, який відрізняється тим, що шарнірний вузол розташовано на форсунковій головці камери згоряння двигуна і з'єднано з силовим фланцем паливного бака або корпуса двигуна, а приводи хитання двигуна розташовані в площині поперечного перерізу корпусу розгінного блока в районі вихідної частини сопла і з'єднані з бандажем, виготовленим на зовнішній поверхні сопла, і силовим шпангоутом ступеня ракети. 8. Рідинний ракетний двигун за п. 6, який відрізняється тим, що встановлено по два приводи хитання двигуна в кожній площині керування польотом з діаметрально протилежних сторін сопла і з'єднано шарнірно-безлюфтовим сполученням з кільцевим силовим шпангоутом корпусу 4 UA 103528 C2 5 розгінного блока, з системою газодинамічного регулювання вектора тяги двигуна і системи керування польотом і силовим бандажем, виготовленим на надзвуковій частині сопла. 9. Рідинний ракетний двигун за пп. 6, 7, 8, який відрізняється тим, що приводи хитання виготовлені з пристроями багаторазового включення в роботу з можливістю плавного або ступінчатого регулювання щонайменше з одним ступенем та з можливістю регулювання їх положення з установкою у відповідності до потрібного кута відхилення двигуна. Комп’ютерна верстка А. Крулевський 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 5