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

Реферат: Група винаходів належить до ракетно-космічної техніки і може бути використана для регулювання вектора тяги маршового рідинного ракетного двигуна верхніх ступенів ракет-носіїв та розгінних блоків космічних апаратів з метою керування їх польотом. Термогазодинамічне регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна здійснюють шляхом створення бокових керуючих сил. Для цього в надзвукову частину сопла вводять інтерцептор на повну довжину в релейному (поперемінному) режимі з подаванням через нього охолоджувальної рідини. Для збільшення керуючих зусиль через рухомий інтерцептор впорскують рідинний окислюючий компонент палива, який подають в аналоговому (пропорційному) режимі. Рідинний ракетний двигун має камеру згоряння з надзвуковим соплом, турбонасосний агрегат подачі палива в камеру згоряння з турбіною, термогазодинамічну систему регулювання вектора тяги з вузлами впорскування окислюючого компонента палива. Вузли впорскування мають рухомий твердий двопозиційний інтерцептор, пристрої релейного регулювання положення інтерцептора і пропорційного регулювання витрат рідинного палива. Винаходи сприяють більш точному регулюванню вектору тяги і зменшенню витрати компонентів палива в системі керування польотом літального апарата. UA 105214 C2 (12) UA 105214 C2 UA 105214 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до ракетно-космічної техніки і може бути використаний для регулювання вектора тяги (ВТ) маршового рідинного ракетного двигуна (РРД) верхніх ступенів ракет-носіїв (РН) та розгінних блоків (РБ) космічних апаратів (КА) з метою управління їх польотом. Забезпечення більш високих характеристик верхніх ступенів РН і РБ є однією з важливіших задач подальшого вдосконалення ракетної техніки, при цьому дуже важливе значення має вдосконалення системи регулювання ВТ двигуна при виконанні задач керування рухом літального апарата (ЛА) [1, 2, 3]. Відомо з багатьох джерел, зокрема з [2, 3], що система керування польотом зазначених об'єктів виконує дві функції: 1 - керування наведенням польоту об'єкта за відповідною траєкторією; 2 - стабілізація параметрів польоту при дії на ЛА збурюючих факторів. В переважній більшості зазначені дві функції керування польотом виконує один виконавчий орган системи керування (ВОСК) польотом ЛА, який входить до складу маршового двигуна і забезпечує створення бокових сил в площинах управління польотом ЛА по каналах тангажу (Т), курсу (К) і крену (Кр) шляхом регулювання ВТ двигуна [2-6]. На верхніх ступенях РН та РБ в переважній більшості застосовуються РРД з регульованим ВТ, при цьому для зазначених РРД переваги мають системи регулювання ВТ, основані на несиметричній інжекції в сопло компонентів палива. Зокрема, такі способи і пристрої регулювання ВТ РРД детально описуються і аналізуються в [3, 5, 6], серед них найбільші переваги мають способи, в яких для регулювання ВТ в надзвуковий потік подають рідинний компонент палива і вводять рухомий твердий інтерцептор. Введення в надзвуковий потік рухомого твердого інтерцептора дозволяє суттєво зменшити витрати рідинного компонента палива на регулювання ВТ, тим самим підвищити економічність системи регулювання ВТ і двигуна в цілому. Найбільш близьким аналогом способу, де застосовано нові рішення, є спосіб регулювання ВТ РРД по патенту України за № 86958 [6], який вибрано за прототип, заснований на регульованій подачі в надзвукову частину сопла окислювального компонента палива через один або два із чотирьох встановлених в кожній чверті сопла впорскувальні пристрої, а саме через канали і форсунки, виготовлені у рухомому твердому інтерцепторі, який за потребою бокових сил для керування польотом ЛА вводиться в надзвуковий потік з одночасною подачею через нього окислюючого компонента палива з витратою, необхідною для створення потрібних бокових сил. Інтерцептор висувають в надзвуковий потік сопла послідовно, збільшуючи його висоту пропорційно потрібним боковим управляючим зусиллям з одночасним пропорційним збільшенням витрат компонента палива на впорскування в сопло. Недоліком способу прототипу є те, що в ньому малоефективно використовується рухомий твердий інтерцептор для регулювання ВТ двигуна для забезпечення стабілізації польоту ЛА, в зв'язку з чим маємо більші енерговитрати на керування польотом ЛА. Відомо з багатьох джерел, зокрема із [2, 3], що енерговитрати на керування польотом ЛА залежать від завантаження ВОСК польотом, від економічності створення бокових керуючих сил та моментів сил, а також від швидкодії системи регулювання ВТ двигуна. В більшості верхніх ступенів ракет-носіїв та розгінних блоків КА більша частина завантаження ВОСК польотом обумовлена виконанням функцій стабілізації польоту ЛА, при цьому забезпечується режим стабілізації відносно малими управляючими зусиллями, загалом знакозмінними. Відомо також, що економічність створення бокових сил інтерцепторними пристроями впорскування значною мірою залежить від співвідношення двох частин, які вносяться рухомим твердим інтерцептором та рідиною, що впорскується. Бокові сили, що створюються рухомим твердим інтерцептором, практично пропорційні загородженню поперечного перерізу сопла; таким чином, чим більше розміри рухомого твердого інтерцептора, тим більша його участь в створенні бокових сил, тим менші витрати палива на керування польотом ЛА. Але при збільшенні розмірів рухомого твердого інтерцептора різко збільшується маса і ускладнюється конструкція ВОСК польотом ЛА. Спосіб-прототип, як і відомі інші способи-аналоги [3], для забезпечення режимів стабілізації польоту ЛА використовує малу частину рухомого твердого інтерцептора в порівнянні з повною його робочою частиною. В зв'язку з цим маємо значно більші витрати рідинного компонента палива для забезпечення керування польотом ЛА. Пропорційне регулювання положення рухомого твердого інтерцептора і витрат рідини та впорскування в сопло знижує динамічні якості системи стабілізації польоту ЛА. До загальних істотних ознак прототипу і нового способу, що заявляється, належить: - введення в надзвуковий потік сопла рухомого твердого інтерцептора з одночасною подачею через нього рідинного компонента палива; 1 UA 105214 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 - регулювання ВТ двигуна відповідно до потрібних бокових сил забезпечується регулюванням положення (висоти) рухомого твердого інтерцептора над поверхнею сопла та регулюванням (збільшенням або зменшенням) витрат компонента палива на впорскування в сопло. В основу винаходу поставлено задачу удосконалення способу регулювання ВТ двигуна і системи керування польотом ЛА шляхом підвищення динамічної якості системи та зменшення витрат компонентів палива на керування польотом ЛА за рахунок удосконалення процесу взаємодії двох складових системи керування ВТ (інтерцептора та витрат компонента палива), а також за рахунок удосконалення режимів функціонування зазначених складових. Поставлена задача вирішується тим, що у новому способі регулювання ВТ двигуна для виконання функцій стабілізації польоту ЛА першочергово у релейному режимі подається в сопло на повну його висоту рухомий твердий інтерцептор відповідних розмірів, необхідних і достатніх для забезпечення бокових сил, потрібних для виконання функцій стабілізації польоту ЛА, з одночасною подачею відносно малих витрат компонента палива, необхідних і достатніх для забезпечення працездатності і теплового режиму інтерцептора. Для управління польотом по програмі, а також для компенсації збурюючих факторів відповідно до потреб збільшення бокових сил збільшують витрати рідинного компонента палива на впорскування в сопло, для чого в пропорційному (аналоговому) режимі регулюють витрати палива відповідно до величини потрібних бокових сил, які забезпечують керування ЛА в польоті. У новому способі регулювання ВТ двигуна окислювач впорскують в сопло назустріч набігаючому потоку і в бокові сторони над поверхнею сопла, яка обтікається вихлопним газом. При запропонованому способі регулювання ВТ двигуна під час виконання функцій стабілізації польоту ЛА підвищуються динамічні якості системи керування польотом за рахунок підвищення швидкодії системи регулювання ВТ і розширення області стійких режимів роботи, а також зменшуються енерговитрати на управління польотом ЛА, зокрема зменшуються витрати компонента палива, що впорскується в сопло з метою регулювання ВТ двигуна. Найбільш близьким аналогом (прототипом) двигуна, де застосовано новий спосіб регулювання ВТ, є рідинний ракетний двигун, описаний в патенті України за № 86958 [6]. До загальних істотних ознак пристроїв нової системи і системи прототипу відноситься термогазодинамічна система регулювання ВТ, яка містить в собі пристрої впорскування (канали і форсунки) рідинного компонента палива, виготовлені в рухомих твердих інтерцепторах, які висуваються в надзвуковий потік сопла приводами регулювання їх положення над поверхнею сопла і регулювання витрат рідини, що впорскується в сопло. Задачею винаходу є також удосконалення конструкції системи керування ВТ двигуна шляхом застосування нових схемних і конструктивних рішень у забезпеченні впровадження нового способу регулювання ВТ двигуна з метою керування польотом ЛА. Для реалізації нового способу рухомий твердий інтерцептор виготовлено у вузлі впорскування компонента палива в сопло двопозиційним (в робочому положенні висунутий на всю робочу частину, в "нульовому" положенні занурений у вузол впорскування на рівні поверхні сопла) з геометричними розмірами, необхідними і достатніми для створення бокових сил, що забезпечують стабілізацію польоту ЛА. Двопозиційний інтерцептор з'єднаний з релейним приводом, керованим системою керування польотом ЛА, і з гідравлічною системою подавання рідинного компонента палива для теплового захисту інтерцептора від високотемпературного газового потоку сопла. Для подачі і регулювання витрат компонента палива в сопло з метою збільшення бокових сил для забезпечення керування польотом ЛА кожний вузол впорскування з'єднаний з високонапірною паливною магістраллю двигуна трубопроводом, який містить в собі регулятор витрати рідини, з'єднаний з системою керування і системою стабілізації польотом ЛА. Суть винаходу пояснюється кресленнями (фіг. 1, 2, 3), де показаний запропонований пристрій. 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 газопроводом (6) з кільцевим колектором вдування газу (7) в сопло. В кожній чверті сопла (переріз А-А) в площинах регулювання ВТ по каналах "Т" і "К" встановлені вузли впорскування (8) з регуляторами витрат (9) окислюючого компонента палива в надзвуковий потік сопла. Кожний вузол впорскування сполучено трубопроводами (10) з кільцевим колектором (11) і трубопроводом (12) з високонапірною магістраллю (13) окислюючого компонента палива двигуна і з релейним приводом (14), на який надходять командні сигнали системи керування (СК) і стабілізації польоту ЛА. В кожному вузлі впорскування розташовано двопозиційний рухомий твердий інтерцептор (15), (фіг. 2 - нульове положення (НП) і фіг. 3 - робоче положення (РП)), виготовлений у формі стрижня, на бокових і лобовій поверхнях якого на тій робочій частині (РЧ), 2 UA 105214 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 яка вводиться в надзвуковий потік (фіг. 3) за потреби бокових сил, виготовлено струменеві форсунки (16), з'єднані внутрішніми каналами з порожниною вузла впорскування (17), до якої надходить робоча рідина (окислюючий компонент палива). Робоча частина (РЧ) інтерцептора вводиться в надзвуковий потік за потреби бокових сил приводом (18), з'єднаним з системою керування польотом ЛА та з регулятором витрат (9) окислюючого компонента палива на впорскування в сопло. Для регулювання ВТ двигуна в малому діапазоні, необхідному і достатньому для стабілізації польоту ЛА, в надзвукову частину сопла вводять в релейному режимі інтерцептор на повну його робочу висоту над обтічною поверхнею з витратою через інтерцептор рідини, необхідною і достатньою для теплового захисту рухомого твердого інтерцептора, а для подальшого регулювання середніх і максимальних бокових сил плавно в аналоговому режимі збільшують витрату окислювача через введений в сопло інтерцептор. 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 газопроводу (6) надходить до кільцевого колектора вдування (7) і далі через кільцеву щілину вдувається в надзвукову частину сопла. Для створення управляючих зусиль по каналах "Т" і "К" включаються в роботу один або два діаметрально протилежні вузли впорскування (8). Окислювач надходить по трубопроводу (12) у колектор (11) і далі до вузлів впорскування (8). За потреби створення бокових сил для виконання функцій стабілізації польоту ЛА привід (18) переміщує інтерцептор (15), розташований у вузлі впорскування (8), в робоче положення (вводить в потік сопла на повну глибину - фіг. 3); одночасно через інтерцептор подається рідина (окислюючий компонент палива) з малою витратою, необхідною і достатньою для забезпечення надійного теплового режиму інтерцептора. При цьому у соплі виникає взаємодія основного потоку сопла з охолоджуваним рідиною інтерцептором, в результаті чого виникає бокова сила, необхідна для стабілізації польоту ЛА. Відомо з багатьох джерел, зокрема з [2], що для стабілізації польоту ЛА включаються в роботу послідовно з деякою частотою два діаметрально протилежні вузли системи регулювання ВТ, для даної системи - це два інтерцепторні вузли впорскування рідини. Керуючий момент, який створює кожний вузол впорскування (8) забезпечується відповідною частотою введення інтерцептора в потік сопла та величиною створеної бокової сили. При такому функціонуванні системи стабілізації польоту ЛА забезпечуються більш високі швидкодія та економічність системи стабілізації польотом ЛА. За потреби збільшення бокових сил для виконання функцій керування польотом ЛА в робочий вузол впорскування (при робочому положенні інтерцептора) релейний привід (14) відкриває регулятор витрат (9) і таким чином збільшує витрати рідини в сопло (2) через висунутий у потік інтерцептор (15) і форсунки (16). Для регулювання бокових сил від максимальних до нульових порядок дій здійснюють у зворотному порядку: спочатку закривається регулятор, а потім інтерцептор виводиться з потоку сопла. Відповідно до такого пристрою маємо системи, що регулюють вектор тяги двигуна в діапазоні малих бокових сил, достатньому для стабілізації польоту ЛА, в релейному режимі роботи, а для регулювання ВТ в більш широкому діапазоні - для виконання програми польоту працює система пропорційного регулювання бокових сил. Таким чином, перевагою винаходу перед прототипом є більш висока економічність та більш високі динамічні якості системи регулювання вектора тяги двигуна, тим самим підвищуються енергомасові характеристики РРД і ЛА в цілому. Список використаних джерел: 1. Коваленко Н.Д. Некоторые тенденции развития двигателестроения в ракетнокосмической технике / Н.Д. Коваленко, Г.А. Стрельников // Материалы XII международного конгресса двигателестроителей. - ХАИ: Авиационно-космическая техника и технология, 2007. № 7(43). - С. 67-71. 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. Патент на винахід 71862 Україна, МПК F20K 9/42. Рідинна ракетна двигунна установка щільного компонування з регульованим вектором тяги / Коваленко М.Д., Стрельников Г.О, 3 UA 105214 C2 5 Коваленко Г.М.; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. а20031213350; заявл. 31.12.2003; опубл. 15.05.2006, Бюл. 5. – 10 с. 6. Патент на винахід 86958 Україна, МПК F02K 9/00. 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. - а 200607625; заявл. 07.07.2006; опубл. 10.06.2009, Бюл. № 11. - 10 с. ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 10 15 20 25 30 35 1. Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна шляхом несиметричного впорскування в надзвукову частину сопла окислювального компонента палива, що подається із високонапірної магістралі двигуна через канали і форсунки, передбачені в рухомому твердому інтерцепторі, розташованому в вузлі впорскування, що містить в собі пристрої регулювання положення інтерцептора і витрат впорскуваного компонента палива, який вводиться в надзвуковий потік сопла для створення бокових сил, який відрізняється тим, що регулювання вектора тяги двигуна в малому діапазоні, необхідному і достатньому для стабілізації польоту літального апарата, введенням в надзвукову частину сопла інтерцептора в релейному режимі на повну його робочу висоту над обтічною поверхнею з витратою через інтерцептор рідини, необхідної і достатньої для теплового захисту рухомого твердого інтерцептора, а регулювання середніх і максимальних бокових сил здійснюють шляхом плавного збільшення витрати окислювача в аналоговому режимі через введений в сопло інтерцептор. 2. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що окислювач впорскують в сопло назустріч набігаючому потоку і в сторони над поверхнею сопла, що обтікається вихлопним газом. 3. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги, що містить камеру згоряння і сопло, турбонасосний агрегат подавання компонентів палива в камеру згоряння з турбіною, вихлопний колектор якої сполучено газопроводом з кільцевим колектором вузла вдування, виготовленим в середній частині надзвукового сопла, вузли впорскування в сопло компонентів палива, що містять в собі рухомий твердий інтерцептор зі струминними форсунками впорскування, передбаченими на його робочій частині, які вводяться в надзвуковий потік сопла і які встановлені в кожній чверті сопла, гідросистема з регулюючими пристроями, з якою вузли впорскування сполучені з паливною високонапірною магістраллю двигуна, який відрізняється тим, що вузол впорскування виготовлено з двопозиційним інтерцептором, який в "нульовому" положенні занурений в корпус вузла впорскування на рівні поверхні сопла, а в робочому положенні - введений в потік на максимальну довжину робочої частини, інтерцептор з'єднаний з релейним приводом, а його струменеві форсунки з'єднані внутрішніми каналами з порожниною вузла впорскування, до якої надходить робоча рідина, і який містить в собі пристрої плавного аналогового регулювання витрати впорскуваного через інтерцептор окислюючого компонента, з'єднані з релейним приводом інтерцептора і системою керування польотом літального апарата. 4 UA 105214 C2 Комп’ютерна верстка А. Крижанівський 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