Способ и устройство для регулирования основных параметров ракетных двигателей двигательной установки, использующей газообразные компоненты топлива



Способ и устройство для регулирования основных параметров ракетных двигателей двигательной установки, использующей газообразные компоненты топлива
Способ и устройство для регулирования основных параметров ракетных двигателей двигательной установки, использующей газообразные компоненты топлива

 


Владельцы патента RU 2486362:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ регулирования основан на поддержании массовых расходов компонентов топлива через двигатели путем обеспечения заданных давлений на входах в блоки двигателей, при этом в процессе работы двигателей измеряют температуры газообразных компонентов топлива в магистралях их подвода к блокам двигателей и изменяют регулируемые давления в этих магистралях в соответствии с зависимостью

Pi=P0(Ti/T0)0.5,

где Ti - изменение текущей температуры газообразного компонента топлива;

Pi - регулируемое давление в магистрали;

Т0, P0 - значения температуры и давления компонента топлива в магистрали при которых осуществляется настройка двигателей на номинальные значения тяги и соотношения расходов компонентов при контрольно-технологических испытаниях. Рассмотрено устройство, реализующее способ, в состав которого входят баллоны 1 с заправочными горловинами 2 газообразных компонентов топлива (окислителя и горючего) двигателей, блоки двигателей 3, консервирующие пироклапаны 4, электроуправляемые клапаны 5, установленные в магистралях на выходах баллонов 1, редукторы давления 6 с изменяемой настройкой регулируемых давлений за счет изменения затяжки пружин 7 и посредством исполнительных органов система управления 8 - электроприводов 9. На выходах редукторов - в магистралях на входах в блок дросселей установлены чувствительные элементы СУ - датчики давлений 10 и температур 11 газообразных компонентов топлива. Изобретение обеспечивает точность поддержания основных параметров двигателей в пределах от 3% до 4,5%, соответственно, при максимальном и минимальном давлениях в баллонах. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для автоматического регулирования (поддержания) тяги и расходов компонентов топлива при работе ракетных двигателей в составе двигательных установок, использующих газообразные компоненты топлива.

Двигательные установки (ДУ), использующие газообразные компоненты топлива (ДУ ГКТ) с подачей их из баллонов, в связи разработкой в настоящее время легких баллонов высокого давления и большой емкости из композиционных материалов, способны обеспечивать наилучшие массовые характеристики ракетных летательных аппаратов (РЛА), в состав которых они входят, в случае использования экологически чистых (как правило, низкокипящих) компонентов топлива, таких как кислород, водород, метан (компоненты, пригодные для подачи в импульсные двигатели только в газообразном состоянии), при относительно небольших запасах топлива и долговременном пребывании РЛА в полете. Этим условиям соответствуют, например, двигательные установки на экологически чистых компонентах топлива систем ориентации космических аппаратов и обеспечения запуска маршевых двигателей (ДУ СООЗ), реактивных систем управления (ДУ РСУ) положением возвращаемых на Землю космических аппаратов или космических степеней ракет носителей многократного использования.

Массовые характеристики ДУ ГКТ, также как и других типов ДУ, таких как, например, двигательных установок с вытеснительной системой подачи топлива (ДУ ВП), в существенной степени зависят от точности поддержания основных параметров - тяги и соотношения компонентов топлива двигателей, входящих в состав ДУ, при их работе, так как с уменьшением точности возрастают гарантийные запасы компонентов топлива, объемы и массы баков ДУ. В наибольшей степени это касается вышеупомянутых ДУ СООЗ, ДУ РСУ, использующих импульсные двигатели.

Известен способ регулирования (поддержания) тяги и соотношения расходов компонентов топлива двигателей, основанный на измерении расходов компонентов топлива чувствительными элементами системы управления (СУ) летательного аппарата - датчиками расхода, с последующим формированием СУ по сигналам этих датчиков управляющих команд, по которым изменяют гидросопротивления магистралей питания камеры двигателя компонентами топлива посредством исполнительных органов СУ (Т.М.Мелькумов, и др. Ракетные двигатели. Машиностроение, 1968 г, стр.12-13). Данный способ нашел широкое применение при регулировании (в частности - поддержании) основных параметров маршевых двигательных установок, при длительных включениях, характерных для маршевого двигателя, однако неприемлем для обеспечения постоянства основных параметров импульсных двигателей ДУ СООЗ или ДУ РСУ, при работе которых большую часть времени включения занимают переходные процессы запуска и останова.

Известен принятый за прототип изобретения способ регулирования (поддержания) тяги и соотношения расходов компонентов топлива, нашедший широкое применение в ДУ ВП с газобаллонной системой подачи, представленный в книге «А.А.Козлов, В.Н.Новиков, Е.В.Соловьев. «Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок», изд. Машиностроение. - Москва, 1988 г.», раздел 2.1.2, стр.102, в том числе - в ДУ СООЗ, использующих высококипящие жидкие компоненты топлива (амил, гептил и т.д.), основанный на поддержании постоянства расходов компонентов топлива через двигатели за счет поддержания постоянства давлений в баках ДУ ВП посредством редуктора давления, установленного в общей магистрали наддува баков. Данный способ обеспечивает достаточную точность поддержания основных параметров импульсных двигателей, использующих жидкие компоненты топлива, запасенные в баках ДУ ВП, так как, согласно уравнению Бернулли, массовый расход каждого жидкого компонента через магистраль питания камеры пропорционален квадратному корню из произведения плотности компонента на перепад давления в этой магистрали, включающей настроечные дроссельные шайбы, изменение плотностей жидких компонентов в допустимом для ДУ ВП диапазоне температур при ее работе пренебрежимо малы, а постоянство перепада давлений на магистрали, равного разности давлений в баке и в камере двигателя, обеспечивается постоянством давления в баке, поддерживаемого редуктором.

Однако в случае газообразных компонентов топлива, использующихся в ДУ ГКТ, указанный способ неприемлем по причине существенной зависимости плотности газообразного компонента топлива от температуры (обратно пропорциональная зависимость), а температуры газообразных компонентов топлива на входах в двигатели ДУ ГКТ могут изменятся в широком диапазоне независимо от внешних теплопритоков в баллоны с газообразными компонентами топлива по следующим причинам.

В отличие от ДУ ВП, где подача жидкого компонента осуществляется вытеснением его из бака инертным по отношении к нему газом под постоянным давлением, близким к давлению его подачи в двигатели, в ДУ ГКТ газообразный компонент топлива подается из баллона под собственным давлением, уменьшающимся в процессе выработки компонента от максимального давления заправки компонента в баллон до минимального остаточного давления, при котором его дальнейшая выработка из баллона с необходимым давлением подачи в двигатели невозможна. При этом использование способа-прототипа обеспечивает постоянство давления на входах в двигатели, однако при адиабатическом или политропическом (в случае наличия теплопритоков к содержащемуся в баллоне газообразному компоненту топлива) расширении газа в баллоне вследствие уменьшения давления в нем при выработке компонента температура его понижается. Для уменьшения массы ДУ ГКТ путем минимизации объема баллона и повышения полноты использования заправленного в баллон газообразного компонента топлива целесообразно увеличивать давление заправки до максимально допустимых величин (в настоящее время ~350 кгс/см2) и вырабатывать компонент до минимально допустимого давления 20…25 кгс/см2, достаточного для обеспечения давлений на входах в двигатели 15…20 кгс/см2 с учетом необходимого запаса давления на редукторе ~5 атм.

При указанных выше величинах начального и остаточного давлений температура запасенного в балонне газообразного кислорода (или водорода) при их адиабатическом расширении уменьшается в 2 раза, газообразного метана в ~1,5 раза, т.е. при начальной температуре 300 К конечная температура составит: для кислорода и водорода ~141 К, для метана ~193 К; кроме указанного выше, имеет место изменение температуры газообразных компонентов топлива при дросселировании их в редукторе вследствие эффекта Джоуля-Томпсона. Обратно пропорционально температуре будут изменяться плотности указанных газообразных компонентов топлива на входах в двигатели ДУ ГКТ, и, следовательно, их массовые расходы. Таким образом, применение способа-прототипа для поддержания основных параметров двигателей в ДУ ГКТ при использовании редукторов давления на выходах баллонов с газообразными компонентами топлива невозможно без стабилизации их температур, что связано со значительными техническими трудностями, так как требует большого теплоподвода в газообразные компоненты топлива. Так, например, при запасе водорода в баллонах 5 кг и адиабатическом расширении газа в баллонах в указанном выше диапазоне давлений для стабилизации температур водорода потребуется подвести в него тепловую энергию в количестве ≥5000 кДж. Указанное увеличение энергопотребления ДУ ГКТ придет к существенному увеличению массы РЛА, например, за счет введения в его состав дополнительных источников энергии (химических источников тока), что делает нецелесообразным применение ДУ ГКТ в составе РЛА.

Предлагаемое изобретение направлено на повышение точности поддержания основных параметров двигателей ДУ ГКТ без увеличения энергопотребления и связанного с ним существенного увеличения массы РЛА. Результат обеспечивается тем, что в процессе работы двигателей ДУ ГКТ и выработки каждого газообразного компонента топлива из баллонов с редуцированием его до уровня давления подачи в двигатель измеряют температуру на выходе редуктора - в магистрали подвода компонента к блокам двигателей и задают регулируемое давление в этой магистрали в соответствии с зависимостью

Pi=P0(Ti/T0)0.5,

где Ti - измеренная текущая температура газообразного компонента топлива;

Pi - регулируемое давление компонента топлива;

Т0 и P0 - давление и температура компонента на входе в блок двигателей, при которых осуществлялась настройка двигателя на номинальные значения тяги и соотношения расходов компонентов топлива. Указанная зависимость следует из формулы для критического течения газа через форсунки двигателей

G = ( 2g k k + 1 ( 2 k + 1 ) 2 k 1 ) 0 .5 P i μF ф ( RT i ) 0 .5

где R - газовая постоянная;

µF - эквивалентная площадь проходного сечения форсунки;

к - коэффициент адиабаты.

Критическое течение соответствует условиям работы форсунок современных импульсных двигателей, использующих газообразные компоненты топлива, которые для обеспечения качественного смесеобразования в камере работают на перепадах давлений, близких к критическому (например, двигатели объединенной двигательной установки (ОДУ) РСУ космического корабля «Буран», использующие в качестве окислителя испаренный кислород).

Так как величины расходов при начальных (Р0Т0) и текущих (PiTi) значениях параметров должны быть одинаковы из условия поддержания постоянства расходов и тяги двигателей, то их отношение, определенное на основании вышеуказанной формулы, можно записать следующим образом:

G i G 0 = P i P 0 ( T 0 T i ) 0 .5 = 1

Отсюда следует указанная выше зависимость, положенная в основу регулирования основных параметров ДУ ГКТ.

Таким образом, изменением давления каждого газообразного компонента топлива на входах в блоки двигателей и, следовательно, в каждый двигатель (потерями давления по длине трубопровода питания двигателей в блоке можно пренебречь) в соответствии с представленной зависимостью обеспечивается постоянство расхода этого компонента и, следовательно, тяга и соотношение расходов компонентов топлива через каждый двигатель, входящий в состав блока (блоков) двигателей при их работе.

Предлагаемый способ регулирования (поддержания) основных параметров двигателей ДУ ГКТ реализуется посредством устройства для регулирования (поддержания) основных параметров двигателей ДУ ГКТ при их работе, включающего герметичные редукторы давления, установленные в магистралях на выходах из баллонов с газообразными компонентами топлива - входах в блоки двигателей, причем каждый из редукторов выполнен с возможностью изменения регулируемого давления посредством изменения усилия настроечной пружины (затяжки пружин) кинематически связанным с ним электроприводом, являющимся исполнительным органом системы управления РЛА, а в магистралях на выходах редукторов установлены функциональные датчики температур и давлений, являющиеся чувствительными элементами системы управления.

Сущность изобретения поясняется представленной схемой ДУ ГКТ, выполняющей функции ДУ СООЗ.

В состав ДУ ГКТ входят баллоны 1 с заправочными горловинами 2 газообразных компонентов топлива (окислителя и горючего) двигателей, блоки двигателей 3, консервирующие пироклапаны 4, электроуправляемые клапаны 5, установленные в магистралях на выходах баллонов 1, редукторы давления 6 с изменяемой настройкой регулируемых давлений за счет изменения затяжки пружин 7 и посредством исполнительных органов СУ-8 - электроприводов 9. На выходах редукторов - в магистралях на входах в блок дросселей установлены чувствительные элементы СУ - датчики давлений 10 и температур 11 газообразных компонентов топлива.

Перед включениями двигателей ДУ ГКТ подается команда на открытие консервирующих пироклапанов 4 и электроуправляемых клапанов 5, после чего газообразные компоненты топлива через редукторы 6 поступают на входы в блоки двигателей 3.

При заполнении полостей трубопроводов ДУ и блоков двигателей газообразными компонентами топлива и при дальнейшем расходе компонентов топлива через двигатели во время их работы измеряются их температуры Ti0, T компонентов топлива датчиками 11 и по сигналам датчиков 11 система управления 8 РЛА вырабатывает управляющие команды, например, в виде электрических импульсов на электроприводы 9, которые осуществляют изменение настройки регулируемых давлений Pi0, P редукторов 6 посредством изменения затяжки их настроечных пружин 7 в соответствии с заданными СУ зависимостями.

P i o = P o o ( T io T oo ) 0 ,5 P i г = P o г ( T T io ) 0 ,5

где P00, T00, Р, T - давления и температуры компонентов топлива, при которых осуществлялась предварительная настройка гидравлических трактов двигателей на заданные величины тяги и соотношения расходов компонентов топлива и значения которых заложены в память бортового компьютера СУ.

После достижения заданных величин регулируемых давлений редуктора 6 по сигналам датчиков давлений компонентов топлива 9, транслируемых в СУ, подача командных импульсов на электроприводы из СУ прекращается. При дальнейшем изменении температур газообразных компонентов топлива по мере выработки их из баллонов, например, вследствие их адиабатического расширения, операции, связанные с изменением регулируемых давлений редукторов 6, необходимые для поддержания постоянства массовых расходов компонентов топлива в двигатели, осуществляются аналогичным образом.

Проведенные оценки показали, что при использовании современных средств измерения температур и давлений в качестве чувствительных элементов СУ в составе кислородно-водородных ДУ ГКТ, погрешность которых составляют величины ≤1% от шкалы измерения, в случае указанных выше диапазонов изменения параметров газообразных кислорода и водорода в баллонах, предложенный способ обеспечивает точность поддержания основных параметров двигателей - на установившемся режиме работы (а соотношения расходов компонентов топлива - также и во время входа двигателей на режим) в пределах от 3% до 4,5%, соответственно, при максимальном и минимальном давлениях в баллонах ДУ ГКТ, тогда как для тех же условий в случае способа-прототипа отклонения основных параметров могут достигать величин от 3% до 32%.

1. Способ регулирования (поддержания) основных параметров ракетных двигателей двигательной установки, использующей газообразные компоненты топлива, основанный на поддержании массовых расходов компонентов топлива через двигатели путем обеспечения заданных давлений на входах в блоки двигателей, отличающийся тем, что в процессе работы двигателей измеряют температуры газообразных компонентов топлива в магистралях их подвода к блокам двигателей и изменяют регулируемые давления в этих магистралях в соответствии с зависимостью Pi=P0(Ti/T0)0.5;
где Ti - изменение текущей температуры газообразного компонента топлива;
Pi - регулируемое давление в магистрали;
T0, P0 - значения температуры и давления компонента топлива в магистрали, при которых осуществляется настройка двигателей на номинальные значения тяги и соотношения расходов компонентов при контрольно-технологических испытаниях.

2. Устройство для регулирования основных параметров двигателей двигательной установки, использующей газообразные компоненты топлива, включающее редукторы давления, установленные в магистралях на выходах из баллонов с газообразными компонентами топлива, отличающееся тем, что редукторы выполнены с возможностью изменения регулируемого давления посредством затяжки их настроечных пружин кинематически связанными с ними электроприводами, являющимися исполнительными органами системы управления ракетного летательного аппарата, а в магистралях на выходах редукторов установлены функциональные датчики температур и давлений компонента топлива - чувствительные элементы системы управления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы. .

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). .

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ). .

Изобретение относится к эксплуатируемой преимущественно в условиях космического вакуума измерительной технике, предназначенной для определения расхода рабочего тела (ксенона), подаваемого из баков реактивных двигательных установок космических аппаратов.

Изобретение относится к клапану регулирования тяги со снижением коэффициента усиления, предназначенному для использования в ракетном двигателе. .

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для регулирования тяги и соотношения компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя. .

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано в авиадвигателестроении. .

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ) с помощью вычислительных устройств.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки. Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки заключается в изменении проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува в зависимости от кавитационного запаса давления насосов турбонасосного агрегата, измерении параметров двигателя и определении их производных по времени. Изменение проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува, устанавливают по величине производной изменения давления и температуры на входе в двигатель. Изобретение обеспечивает повышение точности регулирования, а также сокращение непроизводительных энергетических затрат за счет снижения величины давления в баках ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Турбонасос, в котором импеллер насоса соединен с одним концом вращающегося вала, а турбина соединена с другим концом вращающегося вала. Турбонасос выполнен так, что эквивалентная область между кривой КПД турбины, полученной на основе условного выражения, в котором число оборотов вращающегося вала поддерживается постоянным независимо от скорости потока насоса, и кривой КПД турбины реальной машины, становится рабочей областью. Рассмотрен ракетный двигатель, использующий турбонасос, который выполнен так, что эквивалентная область между кривой КПД турбины, полученной на основе условного выражения, в котором число оборотов вращающегося вала поддерживается постоянным независимо от скорости потока насоса, и кривой КПД турбины реальной машины, становится рабочей областью. Изобретение обеспечивает уменьшение момента инерции турбонасоса и улучшает быстроту реагирования ракетного двигателя турбонасосного типа. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы. Способ форсирования тяги ЖРД, основанный на изменении энергетических параметров функционирования, согласно изобретению форсирование осуществляют путем подачи части газа из газового тракта как минимум одного из компонентов топлива, или генераторного газа, или их смеси, по крайней мере, на одну дополнительную турбину, взаимодействующую, по крайней мере, с одним из основных турбонасосных агрегатов (ТНА), а после выхода из нее газ направляют для дальнейшего использования или удаления. По выходу из дополнительной турбины газ направляют на вход сопла сброса, или в сопло камеры, или на вход добавочной турбины, или в теплообменник. Жидкостной ракетный двигатель (ЖРД), содержащий камеру, агрегаты управления и регулирования, ТНА с основной и как минимум одной дополнительной турбиной, причем газовый тракт основной турбины соединен с входом в камеру, в котором согласно изобретению газовый тракт как минимум одного из компонентов или их продуктов сгорания снабжен дополнительной магистралью, связывающей его с входом, по крайней мере, одной дополнительной турбины и выходом из нее, при этом магистраль снабжена локальной системой регулирования, расположенной до или после дополнительной турбины, а выход магистрали соединен с системой удаления газа и/или системой его повторного использования. Изобретение обеспечивает повышение экономичности ЖРД на номинальном режиме работы и дальнейшее повышение (более чем в 1,3 раза) тяги при форсировании двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к области проектирования и эксплуатации двигательных установок космических аппаратов и разгонных блоков, предназначенных для обеспечения выдачи импульсов тяг космического аппарата по шести степеням свободы. Система содержит систему управления, баки сферической формы с деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими топливные и газовые полости, шар-баллоны, заправочные горловины, блоки управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги, корректирующе-тормозной двигатель, дроссели, электропневмоклапаны, электрожидкостные и обратные клапаны, сигнализаторы давления, магистрали подачи топлива и наддува, при этом система дополнительно снабжена герметичными упругими разделителями среды, соединяющими выходные трубопроводы топливных полостей баков окислителя и горючего с трубопроводами, объединяющими газовые полости баков, и их жесткость меньше жесткости деформируемых металлических перегородок баков, а корректирующе-тормозной двигатель совместно с тремя дополнительно введенными собраны в блок, установленный на продольной оси космического аппарата, при этом управляющие жидкостные реактивные двигатели малой тяги объединены в четыре блока по три штуки, причем в каждом блоке два двигателя установлены с диаметрально противоположным направлением вектора тяги в плоскости, перпендикулярной продольной оси космического аппарата, а вектор тяги третьего двигателя, установленного в плоскости продольной оси космического аппарата, направлен в сторону, противоположную направлению полета, при этом блоки управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги попарно закреплены в диаметрально противоположных местах космического аппарата, а в магистралях подачи компонентов топлива к основным коллекторам управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги и к коллекторам корректирующе-тормозных двигателей установлены четыре пары параллельно соединенных между собой электрожидкостных клапанов. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы системы выдачи импульсов тяг при длительном сроке эксплуатации, снижение ее массы, а также улучшение управляемости полетом космического аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к системе регулирования жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с насосной подачей и может быть использовано в ракетном двигателестроении. Устройство для обеспечения командного давления ЖРД с насосной подачей компонентов топлива, включающее камеру командного давления с патрубком подачи жидкости к потребителю, вход в которую соединен с полостью высокого давления, а выход - с полостью пониженного давления, при этом в качестве полости высокого давления выполнена полость насоса на максимальном диаметре центробежного колеса, в качестве полости пониженного давления выполнена полость насоса на диаметре центробежного колеса, большем диаметра щелевых уплотнений, а на входе и выходе камеры командного давления установлены настроечные дроссельные элементы. Изобретение обеспечивает повышение стабильности и точности системы регулирования. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх