Спосіб керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна з турбонасосним агрегатом подачі компонентів палива в камеру згоряння та рідинний ракетний двигун з його застосуванням

Реферат: Запропоновано спосіб керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна з турбонасосним агрегатом подачі компонентів палива в камеру згоряння та рідинний ракетний двигун з його застосуванням. Спосіб базується на сукупному застосуванні газодинамічного регулювання вектора тяги камери рідинного ракетного двигуна плавно регульованим впорскуванням рідинного компонента палива в надзвуковий потік сопла і механічного регулювання вектора тяги газорозподілюванням відпрацьованого на турбіні генераторного газу між двома парами діаметрально протилежних нерухомих вихлопних сопел. Пристрій являє собою рідинний ракетний двигун, що містить нерухому камеру згоряння з надзвуковим соплом, турбонасосний агрегат подачі в камеру компонентів палива з турбіною, вихлопний колектор якої з'єднано з вихлопними соплами газоводами, що містять газорозподільники з приводами, з'єднаними з системою програмного керування польотом; в надзвуковій частині сопла в кожній чверті виготовлено вузли впорскування компонента палива з приводами, з'єднаними з системою керування польоту літального апарата по заданій траєкторії. UA 107270 C2 (12) UA 107270 C2 UA 107270 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до ракетно-космічної техніки і може бути використаний для керування вектором тяги (ВТ) маршового рідинного ракетного двигуна (РРД) верхніх ступенів ракет-носіїв (РН) та розгінних блоків (РБ) космічних апаратів (КА) з метою керування їх польотом. Забезпечення широких функціональних задач при збереженні високих експлуатаційних та енергомасових характеристик двигунної установки (ДУ) і РБ в цілому є однією з найважливіших задач вдосконалення ракетної техніки, при цьому дуже важливе значення має вдосконалення способу і системи керування ВТ двигуна при виконанні задач керування польотом ЛА [1, 2, 3]. Відомо з багатьох джерел, зокрема [2, 3, 4], що система керування (СК) польотом ЛА, зокрема зазначених об'єктів, виконує дві функції: організація польоту ЛА за розрахунковою траєкторією, яка задана до старту, або формується під час польоту (функція ведення по траєкторії та виключення двигуна - разом задача наведення); стабілізація параметрів польоту. Момент, керуючий польотом ЛА, що створюється виконавчими органами СК, умовно можна розділити на три складові частини Мкер=Мпр+Мзбур+Мстаб, Мпр - програмний керуючий момент, необхідний для ведення ЛА по програмній траєкторії; Мзбур - момент для відпрацювання збурюючих факторів, таких як ексцентриситети ВТ і центра мас, несиметрія компоновки, деформації елементів конструкції та інше; цей момент може бути найбільшим; Мстаб - момент, який розвивається органами керування в процесі стабілізації польоту; він залежить від швидкодії регулювання ВТ, якості перехідних процесів, характеристик ЛА. В переважній більшості зазначені дві функції керування польотом (наведення і стабілізація) виконує одна об'єднана система керування польотом ЛА і один виконавчий орган СК (ВОСК), який входить до складу маршового рідинного ракетного двигуна і забезпечує створення бокових сил в площинах керування польотом ЛА по тангажу "Т", курсу "К" і крену "Кр" шляхом регулювання ВТ двигуна [2, 3, 5, 6]. Особливістю сучасних і перспективних верхніх ступенів РН та РБ КА є те, що вони виконують все більш ускладнені програми польоту. Наприклад, вони повинні виводити в різні точки навколоземних орбіт декілька КА однієї або різної маси, виконувати швидкодіючі маневри при розведенні КА та інше. В зв'язку з цим збільшуються вимоги до ВОСК польотом, зокрема до способу керування ВТ маршового рідинного ракетного двигуна. Виконання більш широких функціональних задач ЛА збільшує завантаження ВОСК польотом, при цьому суттєво збільшуються вимоги до швидкодії і точності регулювання ВТ двигуна та потрібні керуючі моменти для програмного ведення польоту (Мпр) і для відпрацювання збурюючих факторів (Mзбyp), збільшуються потрібний діапазон регулювання ВТ двигуна, потрібна потужність приводів регулюючих органів, потрібні запаси палива на компенсацію втрат питомого імпульсу тяги за рахунок керування польотом. Суттєве збільшення Мпр і Мзбур обумовлює різке зниження динамічних якостей і спроможності виконавчих органів, що виконують функції наведення, виконувати функції стабілізації польоту. В таких умовах деякі з відомих способів регулювання ВТ двигуна неспроможні з достатньою надійністю виконувати додаткові функціональні завдання. На верхніх ступенях РН та РБ в переважній більшості застосовуються РРД з турбонасосним агрегатом (ТНА) подачі компонентів палива в камеру згоряння з використанням вихлопного газу турбіни для регулювання ВТ двигуна [3, 5, 7] по командах СК польотом ЛА. Ці відомі способи регулювання ВТ здійснюються системою керуючих нерухомих або хитних вихлопних сопел. Ці способи регулювання ВТ забезпечують найбільш високу швидкодію і точність регулювання ВТ. Вони найбільш економічні в вузькому діапазоні регулювання ВТ, найбільш прості конструктивно і найбільш надійно відпрацьовані. Недоліком способів, основаних на використанні керуючих вихлопних сопел є те, що для створення бокових сил, потрібних для керування польотом ЛА (ведення по заданій траєкторії польоту і компенсації факторів, що збурюють), необхідно збільшувати витрати вихлопного генераторного газу турбіни, що істотно знижує економічність двигуна (питомий імпульс тяги); для виконання більш широких функціональних завдань втрати питомого імпульсу тяги двигуна стають недопустимо великими. Відомі способи і пристрої регулювання ВТ РРД, засновані на повороті камери (або двигуна в цілому) відносно шарнірного вузла за допомогою приводів, з'єднаних з СК польотом ЛА [2, 3, 5, 6]. 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 1 UA 107270 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 двигуна, в тому числі в розширеному діапазоні для компенсування великих короткочасних або тривалих нетипових збурюючих факторів, зокрема відзначених раніш (ексцентриситет мас та ін.). Недоліком цих відомих механічних способів і пристроїв регулювання ВТ є те, що вони мають низькі та нестабільні динамічні характеристики, мають проблеми щодо надійного забезпечення режимів стабілізації польоту РБ при різних ексцентриситетах мас; режими стабілізації польоту не можуть бути надійно відпрацьовані в наземних умовах при вогневих стендових випробуваннях в зв'язку з малим тиском газового потоку на виході із висотного сопла (рвих 0,05 кгс/см2). Хитання двигуна, хоч і невеликі, дають збурення осьової тяги двигуна і деякі втрати питомого імпульсу тяги. Для достатньої швидкості хитання двигуна необхідні потужні приводи, що збільшує проблеми забезпечення надійності режимів стабілізації польоту ЛА. Хитання двигуна і потужні приводи суттєво знижують габаритно-масові характеристики ступеня ракети. Відомі газодинамічні способи регулювання ВТ РРД шляхом несиметричної інжекції в надзвукову частину сопла рідинних компонентів палива або продуктів їх згоряння не мають недоліків, зазначених для способів хитання двигуна [2, 3, 7, 8]. Недоліком газодинамічних способів регулювання ВТ двигуна є те, що при створенні зазначених вище великих бокових сил, керуючих польотом ЛА, маємо зниження динамічних якостей системи на режимах стабілізації польоту, зниження швидкості, точності та економічності регулювання ВТ двигуна. Задачею винаходу є вдосконалення способу керування ВТ двигуна шляхом застосування нових технічних рішень щодо функціонування його (способу) в складі СК польотом ЛА. Найбільш близьким аналогом (прототипом) способу, що заявляється і де застосовано нові рішення, вибрано спосіб керування ВТ РРД, заснований на регулюванні ВТ вихлопними соплами, зокрема нерухомими, застосованими на двигуні 11Д25 третього ступеня однієї із серійних ракет-носіїв [5; 8, 9 (див. частину описів аналогів)]. До загальних істотних ознак прототипу і нового способу, що заявляється, належить те, що для керування ВТ двигуна вихлопний газ турбіни подають із вихлопного колектора по газоводах двома газорозподільниками з приводами, з'єднаними з СК польотом ЛА, до двох пар діаметрально протилежних реактивних сопел спочатку рівномірно (в "нульовому" положенні газорозподільників при відсутності бокових сил, керуючих ВТ двигуна), а при потребі бокових сил перерозподіляють вихлопний газ між двома діаметрально протилежними соплами у відповідності до потрібних бокових сил, керуючих ВТ по тангажу "Т" і курсу "К". Недоліками способу прототипу є те, що при створенні зазначених вище великих бокових сил, керуючих польотом ЛА, знижуються динамічні якості системи при забезпеченні режимів стабілізації польоту, швидкість, точність та економічність регулювання ВТ двигуна. В основу винаходу поставлена задача підвищення функціональних можливостей, надійності та енергомасових характеристик двигуна і в цілому РБ за рахунок удосконалення способу керування ВТ двигуна зазначеного призначення шляхом раціонального використання сукупно двох способів регулювання ВТ двигуна - газодинамічного способу і способу з використанням вихлопних сопел. Поставлена задача вирішується тим, що у новому способі для керування вектором тяги в широкому діапазоні, необхідному і достатньому для керування польотом літального апарата по заданій траєкторії з урахуванням збурюючих факторів, в надзвуковий потік сопла через один або два із чотирьох вузлів впорскування, виготовлених в надзвуковій частині сопла, рівномірно розташованих по перерізу сопла, подають компоненти палива регульованими (відповідно до потрібних бокових сил) порціями, а для регулювання вектора тяги в малому діапазоні, необхідному і достатньому для стабілізації польоту літального апарата на сталих режимах впорскування компонента палива, по командах системи стабілізації (ССт) здійснюють перерозподіл вихлопного газу турбіни між двома діаметрально протилежними нерухомими вихлопними соплами за допомогою приводів, які з'єднані з ССт, яка в свою чергу поєднана з СКЛА. При запропонованому способі керування ВТ двигуна забезпечуються високі швидкодія і точність регулювання ВТ двигуна, високі статичні та динамічні характеристики режимів стабілізації польоту РБ КА, розширюється область стійкості системи стабілізації. При такому регулюванні ВТ двигуна в діапазоні, необхідному і достатньому для стабілізації польоту, не потрібно збільшення витрат вихлопного газу турбіни, економічність двигуна не знижується. Газодинамічною системою регулювання ВТ, заснованою на несиметричному впорскуванні (через один або два із чотирьох вузлів впорскування, виготовлених в надзвуковій частині сопла, рівномірно розташованих по перерізу сопла, подають компоненти палива регульованими 2 UA 107270 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 порціями), надійно і економічно забезпечується широкий діапазон регулювання ВТ, достатній для ведення ЛА по необхідній траєкторії і для відпрацювання збурюючих факторів. З метою суттєвого спрощення конструкції системи газодинамічного регулювання ВТ двигуна в надзвукову частину сопла подають окислюючий компонент палива через форсунки вузла впорскування і розпилюють в прошарку надзвукового потоку, прилеглому до поверхні сопла. З метою суттєвого зменшення витрат окислюючого компонента палива на впорскування в сопло (для регулювання ВТ двигуна) і, як слідство, зменшення втрат питомого імпульсу тяги двигуна, компонент палива подають в сопло через канали і форсунки, що виготовлені в твердому рухомому циліндричної форми інтерцепторі, частина якого вводиться в надзвуковий потік сопла на розрахункову висоту над поверхнею сопла відповідно до потрібних для керування польотом ЛА бокових сил. Задачею винаходу є також вдосконалення конструкції двигуна шляхом застосування нових схемних і конструктивних рішень для впровадження нового способу керування ВТ двигуна в забезпечення більш надійного і економічного керування польотом ЛА. Найбільш близьким аналогом пристрою, що заявляється і де застосовано нові рішення, вибрано двигун 11Д25 третього ступеня однієї із серійних ракет-носіїв [5; 8, 9 (див. частину описів аналогів)]. До загальних істотних ознак нового двигуна і двигуна прототипу 11Д25 належить те, що РРД містить нерухому камеру згоряння (з надзвуковим соплом), турбонасосний агрегат з турбіною, вихлопний колектор якої з'єднано газоводами з двома парами діаметрально протилежних реактивних нерухомих вихлопних сопел, що керують ВТ двигуна в площинах керування польотом ЛА по тангажу і курсу. Кожні два діаметрально протилежні сопла з'єднані газоводами з вихідними фланцями газорозподільника, вхідний фланець кожного газорозподільника з'єднано газоводом з вихлопним колектором турбіни. Кожен газорозподільник оснащено приводом, з'єднаним з системою керування польотом ЛА. Для реалізації нового способу керування ВТ двигун прототип дооснащено газодинамічною системою керування ВТ, яка містить в собі чотири регульовані вузли впорскування компонентів палива в надзвуковий потік сопла, виготовлені в кожній чверті сопла в площинах управління польотом ЛА по тангажу і курсу. Вузли впорскування містять в собі форсунки впорскування, колектори подачі та регулятори витрат компонентів палива, з'єднані з високонапірними паливними магістралями двигуна і оснащені приводами, з'єднаними з системою керування польотом ЛА в забезпечення програмної траєкторії польоту і відпрацювання збурюючих факторів. З метою суттєвого спрощення конструкції вузли впорскування виготовлено однокомпонентними і з'єднаними з високонапірною магістраллю окислювача. З метою суттєвого зменшення втрат питомого імпульсу тяги двигуна вузли впорскування містять колектор окислюючого компонента палива, в якому розташований з'єднаний з приводом рухомий циліндричної форми твердий інтерцептор, частина якого приводом вводиться в надзвуковий потік сопла на необхідну глибину, в тілі інтерцептора виготовлено канали з отворами в нижній частині, через які в канали інтерцептора надходить компонент палива, в верхній частині інтерцептора, яка вводиться в надзвукове сопло, виготовлено форсунки впорскування палива в надзвуковий потік. Суть винаходу пояснюється кресленням (Фіг. 1-3), де показано запропонований РРД з новою системою керування ВТ двигуна з використанням нового способу. Двигун містить (Фіг. 1) камеру згоряння (1) і сопло (2), турбонасосний агрегат (3) подачі палива в камеру з турбіною (4), вихлопний колектор (5) якої сполучено газоводами (6) з вихлопними соплами (7) по каналах "Т" і "К". Вихлопні сопла (7), які керують ВТ по тангажу і курсу, з'єднані з газоводом (6) за допомогою газорозподільників (8) з приводами (9). Приводи (9) керуються за командами від СК ЛА. В кожній чверті сопла в площинах керування по "Т" і "К" встановлено вузли впорскування (10) з регуляторами витрат (11) окислюючого компонента палива в надзвуковий потік сопла. Кожний вузол впорскування сполучено трубопроводами (12) з високонапірною магістраллю (13) окислюючого компоненту палива двигуна і з приводом (14), на який надходять командні сигнали СК польоту ЛА в забезпечення програмної траєкторії по каналам "Т" (І, III) і "К" (II, IV). Пристрій працює таким чином. Турбонасосний агрегат (3) подає (Фіг. 1) 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 газоводам (6) надходить до вихлопних сопел (7). Вихлопні сопла (7), які керують ВТ (Фіг. 2) по тангажу (7Т), з'єднані з газоводом (6) за допомогою газорозподільника (8Т) з приводом (9Т). Вихлопні сопла, які керують ВТ по курсу (7К), з'єднані з 3 UA 107270 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 газоводом (6) за допомогою газорозподільника (8К) з приводом (9К). Приводи (9) керуються за командами від СК ЛА. Для створення керуючих зусиль по каналах "Т" і "К" включаються в роботу (Фіг. 3) один або два діаметрально протилежні вузли впорскування(10). Окислювач із магістралі (13) надходить по трубопроводах (12) до вузлів впорскування (10) 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 ЛА змінює положення регулятора витрат (11) 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 необхідні програми наведення ЛА з урахуванням збурюючих факторів. Газодинамічна і механічна системи регулювання ВТ двигуна можуть функціонувати автономно і можуть бути з'єднані електричними засобами для сумісного функціонування (за допомогою ССт і СК ЛА). 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// Материали XII международного конгресса двигателестроителей: Авиационно-космическая техника. - Харьков: ХАИ, 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. 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. Краснов Н.Ф. Управление и стабилизация в аэродинамике/ Н.Ф. Краснов, Кошевой В.Н. М.: Высшая школа, 1998. - 480 с. 5. Назаренко В.Ф., И.И. Иванов - конструктор, ученый, организатор/ В.Ф. Назаренко// Техническая механика. - 2003. - № 2. - С. 6-17. 6. Украина Космическая. Задача - удержаться на высокотехнологической орбите/ С.Н. Конюхов// Экспо 2003, индустрия Украины. - 2003. - № 4 (29). - С. 38-42. 7. 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. - 10 с. 8. Патент на винахід 95575, Україна, МПК F02K 9/00, F02K 9/42. Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун з його застосуванням/ Коваленко М.Д., Стрельников Г.О., Коваленко Г.М., Ігнатьєв О.Д., Коваленко Т.О., Сироткіна Н.П.; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. - а201007629; заявл. 18.06.2010; опубл. 10.08.2011, Бюл. № 15. - 8 с. 9. Патент на винахід 86958 Україна, МПК F02K 9/00, F 02K 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 ПАНУ і НКАУ. - а200607625; заявл. 07.07.2006; опубл. 10.06.2009, Бюл. № 11. - 10 с. ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 50 55 60 1. Спосіб керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна з турбонасосним агрегатом подачі компонентів палива в камеру згоряння (з надзвуковим соплом), що включає подачу вихлопного газу турбіни із вихлопного колектора до двох пар діаметрально протилежних реактивних сопел, що регулюються двома газорозподільниками з приводами, з'єднаними з системою керування польотом літального апарата, який відрізняється тим, що для керування вектором тяги двигуна в широкому діапазоні, необхідному і достатньому для керування польотом літального апарата по заданій траєкторії з урахуванням збурюючих факторів, в надзвуковий потік сопла через один або два із чотирьох вузлів впорскування, виготовлених в надзвуковій частині сопла, рівномірно розташованих по перерізу сопла, подають компоненти палива регульованими (відповідно до потрібних бокових сил) порціями, а для регулювання вектора тяги в малому діапазоні, необхідному і достатньому для стабілізації польоту літального 4 UA 107270 C2 5 10 15 20 25 30 35 апарата на сталих режимах впорскування компонента палива, по командах системи стабілізації здійснюють перерозподіл вихлопного газу турбіни між двома діаметрально протилежними нерухомими вихлопними соплами за допомогою приводів, які з'єднані з системою програмного керування польотом. 2. Спосіб керування вектором тяги за п. 1, який відрізняється тим, що в надзвукову частину сопла подають окислюючий компонент палива через форсунки вузла впорскування і розпилюють в прошарку надзвукового потоку, прилеглому до поверхні сопла. 3. Спосіб керування вектором тяги за пп. 1, 2, який відрізняється тим, що компонент палива подають в сопло через канали і форсунки, що виготовлені в твердому, циліндричної форми, рухомому інтерцепторі, частина якого вводиться в надзвуковий потік сопла на розрахункову висоту над поверхнею сопла відповідно до потрібних для керування польотом літального апарата бокових сил. 4. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги, що містить нерухому камеру згоряння (з надзвуковим соплом), турбонасосний агрегат з турбіною, вихлопний колектор якої з'єднано газоводами з двома парами нерухомих вихлопних сопел, що керують вектором тяги двигуна в площинах керування польотом літального апарата по тангажу і курсу; кожні два діаметрально протилежні сопла з'єднано газоводами з вихідними фланцями газорозподільника, вхідний фланець кожного газорозподільника з'єднано газоводом з вихлопним колектором турбіни; кожен газорозподільник оснащено приводом, з'єднаним з системою керування польотом літального апарата, який відрізняється тим, що дооснащено газодинамічною системою керування вектором тяги, яка містить в собі чотири регульовані вузли впорскування компонентів палива в надзвуковий потік сопла, виготовлені в кожній чверті сопла в площинах управління польотом літального апарата по тангажу і курсу; вузли впорскування містять в собі форсунки впорскування, колектори подачі та регулятори витрат компонентів палива з'єднані з високонапірними паливними магістралями двигуна і оснащені приводами, з'єднаними з системою керування польотом літального апарата. 5. Рідинний ракетний двигун за п. 4, який відрізняється тим, що вузли впорскування виготовлено однокомпонентними і з'єднано з високонапірною магістраллю окислювача. 6. Рідинний ракетний двигун за п. 4, який відрізняється тим, що вузли впорскування містять колектор окислюючого компонента палива, в якому розташований з'єднаний з приводом рухомий циліндричної форми твердий інтерцептор, частина якого приводом вводиться в надзвуковий потік сопла на необхідну глибину, в тілі інтерцептора виготовлено канали з отворами в нижній частині, через які в канали інтерцептора надходить компонент палива, в верхній частині інтерцептора, яка вводиться в надзвукове сопло, виготовлено форсунки впорскування палива в надзвуковий потік. 5 UA 107270 C2 6 UA 107270 C2 Комп’ютерна верстка Л. Литвиненко 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 7