Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки



Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки

 


Владельцы патента RU 2499906:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение "Техномаш" (RU)

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

Известен способ регулирования режима работы ЖРДУ, заключающийся в вытеснении топлива из бака газом наддува, измерении давления по тракту подачи топлива в двигатель и изменении проходного сечения регулирующего органа в зависимости от измеренного давления (см. А.И. Бабкин, С.В. Белов, Н.Б. Рутовский, Е.В. Соловьев. «Основы теории автоматического управления ракетными двигателями установками». М. «Машиностроение», 1986 г., стр.25).

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что при его осуществлении не контролируется и не отслеживается величина кавитационного запаса давления, что не исключает снижение кавитационного запаса давления ниже допустимого и возникновения аварийной ситуации, связанной с возгоранием двигателя при кавитационном срыве насоса.

Для исключения указанного недостатка выбирают расчетное значение давления в баках ракеты таким, чтобы обеспечить наличие достаточного резерва по давлению кавитационного срыва на всех режимах эксплуатации двигателя. Однако это приводит к неоправданным дополнительным энергетическим затратам, связанным с увеличением прочности и веса баков, увеличением расхода газа наддува. Кроме того, наличие резерва давления в баках не исключает возникновения аварийной ситуации при различного рода неисправных состояниях системы питания и системы термостатирования, что приводит к потере работоспособности двигателя.

Известен способ регулирования режима работы ЖРДУ, заключающийся в вытеснении топлива из бака газом наддува, измерении давления по тракту подачи топлива в двигатель и изменении проходного сечения регулирующего органа, причем дополнительно определяют допустимые значения кавитационного запаса давления, измеряют давления и температуры компонентов топлива на входе и обороты вала турбонасосного агрегата (ТНА), определяют и фиксируют значение кавитационного запаса давления, сравнивают его с допустимой для данного режима величиной, и при снижении кавитационного запаса давления ниже допустимого, увеличивают проходное сечение органа, регулирующее расход газа наддува, вытесняющего компонент топлива в тракт подачи двигателя, а при дальнейшем снижении кавитационного запаса давления изменяют проходное сечение регулирующего органа двигателя до режима, обеспечивающего потребную величину кавитационного запаса давления (см. патент РФ №2180705, кл. F02K 9/56, 2002 г.).

В результате анализа данного способа необходимо отметить, что при его осуществлении определяют по измеренным параметрам величину кавитационного запаса давления, полученного при модельных проливках насоса, сравнивают ее с допустимым значением и при снижении кавитационного запаса давления ниже допустимой величины изменяют проходное сечение органа, регулирующего расход газа наддува, повышая давление в баке и обеспечивая потребный кавитационный запас двигательной установки.

Однако определение кавитационного запаса давления при реализации известного способа производится по срывной характеристике, полученной при модельных проливках насоса, комплектующего турбонасосный агрегат двигателя, с пересчетом на условия и режим работы двигательной установки при испытании или эксплуатации. Это обстоятельство приводит к существенным погрешностям определения действительного значения кавитационного запаса давления до значения (1…1.5)·105 Па, что может привести к потере работоспособности из-за кавитационного срыва насоса или неоправданного увеличения расхода газа наддува и дополнительным энергетическим потерям.

Известен способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки, заключающийся в изменении проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува в зависимости от значения кавитационного запаса давления насосов турбонасосного агрегата (патент РФ №2418188 C1 кл. F02K 9/56 2006 г.) - наиболее близкий аналог.

В результате анализа известного способа выявлено, что при его осуществлении количественная характеристика потребного изменения расхода газа наддува и необходимое изменение проходного сечения органа регулирующего наддув, не определены. Это обстоятельство приводит к снижению точности регулирования режима, не обеспечивает безаварийную работу двигательной установки и обуславливает повышенные энергетические затраты газа наддува.

Техническим результатом данного изобретения является повышение точности регулирования ЖРДУ за счет исключения возможности кавитационного срыва насоса и потери работоспособности двигательной установки, а также сокращение непроизводительных энергетических затрат газа за счет снижения величины давления в баках ракеты.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в способе регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки заключающемся в изменении проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува в зависимости от кавитационного запаса давления насосов турбонасосного агрегата и измерении параметров двигателя, новым является то, что определяют производные параметров по времени работы, а изменение проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува, устанавливают по величине производной изменения давления и температуры на входе в двигатель.

Заявленный способ может быть реализован посредством системы, представленной на схеме.

ЖРДУ 1 оснащена измерительным блоком 2, включающим датчики измерения основных параметров ЖРДУ. Блок 2 связан с входом вычислительного устройства 3, выходы которого сообщены с корректирующим устройством 4 и запоминающим устройством 5. Вычислительное, корректирующее и запоминающее устройства (3, 4, 5) являются блоками бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ). Газовые баллоны 6 ЖРДУ соединены с входами регуляторов 7 и 8 наддува. Входы данных регуляторов также связаны с выходом блока 4. Выходы регуляторов 7 и 8 связаны соответственно с баком 9 окислителя и баком 10 горючего. Выходы баков 9 и 10 связаны с входами в насосы ТНА.

Заявленный способ осуществляют следующим образом.

После выхода ЖРДУ 1 на режим главной ступени тяги, посредством датчиков, установленных на ЖРДУ и связанных с помощью устройства сопряжения с измерительным блоком 2 БЦВМ, в течение 1-2 сек измеряют давление и температуру компонентов топлива на входе в насосы ТНА, обороты вала ТНА, давление на выходе из насосов ТНА.

Вычисляют в вычислительном устройстве 3 значения приведенного напора насосов окислителя (H0) и горючего (Hг) ТНА по зависимостям:

H 0 = P 02 P 01 ρ 0 ( T 01 ) n 2 H r = P r 2 P r 1 ρ r ( T r 1 ) n 2 ( 1 ) ,

где P02, Pr2 - давление на выходе из насоса ТНА соответственно окислителя и горючего;

P01, Pг1 - давление на входе в насос ТНА, соответственно окислителя и горючего;

ρ0 (T01), ρг (Tг1) - плотность окислителя и горючего;

n - обороты вала ТНА;

(T01), (Tг1) - температура на входе в насосы ТНА соответственно окислителя и горючего.

Режим работы двигательной установки в течение 1-2 сек после выхода на режим главной ступени характеризуется повышенным давлением на входе в насосы ТНА из-за практически полной заправки баков и высоким гидростатическим давлением и ограниченной величиной температуры компонентов топлива. Это обстоятельство гарантирует повышенный кавитационный запас давления насосов ТНА и позволяет принять вычислительные значения приведенных напоров в качестве контрольных.

Полученные значения приведенных напоров ТНА, рассчитанные по зависимости (1), запоминают в запоминающем устройстве 5 и фиксируют в качестве контрольных H o n . .

Далее в процессе всей работы ЖРДУ продолжают измерения параметров и определение по зависимости (1) значения приведенных напоров насосов ТНА H в вычислительном устройстве 3, которые передают в корректирующее устройство 4, где осуществляется сравнение полученных в процессе испытания значений приведенных напоров насосов ТНА с контрольными значениями H o n . , поступающими из запоминающего устройства 5. При снижении значения приведенных напоров насосов ниже допустимых устанавливают факт снижения кавитационного запаса и увеличивают проходное сечение органа, регулирующего расход газа наддува, повышая, таким образом, давление в баке и на входе в двигатель, кавитационный запас давления и величину приведенного напора насоса. В случае снижения приведенного напора давления ниже допустимой величины по линии окислителя [ H 0 < H 0 o n ] корректирующее устройство 4 осуществляет командное воздействие на привод регулятора наддува 8 бака окислителя 9, увеличивая проходное сечение и расход газа из баллонов 6. В случае снижения приведенного напора по линии горючего [ H r < H r o n ] корректирующее устройство 4 увеличивает проходное сечение регулятора наддува 7, увеличивая расход газа в бак горючего 10. Увеличение расхода газа наддува в баках приводит к увеличению давления компонентов топлива на входе в насосы ТНА, повышению кавитационного запаса давления и обеспечивает восстановление потребного приведенного напора насоса и безаварийный режим работы ЖРДУ.

Величина командного воздействия на регуляторы расхода газа устанавливается следующим образом. При установлении факта снижения кавитационного запаса давления ниже допустимого корректирующее устройство 4 подает команду в вычислительное устройство 3, в котором производится вычисление производных изменения давления и температуры на входе в двигатель, которым с помощью математической модели внутрибаковых процессов определяется необходимый расход газа наддува и потребное для его осуществления воздействие на привод регулятора наддува баков горючего или окислителя (φ0 или φг).

Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки, заключающийся в изменении проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува в зависимости от кавитационного запаса давления насосов турбонасосного агрегата, и измерении параметров двигателя, отличающийся тем, что определяют производные параметры по времени работы, а изменение проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува, устанавливают по величине производной изменения давления и температуры на входе в двигатель.



 

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 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