Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя

Авторы патента:

Белоногов Олег Борисович (RU)

Жарков Михаил Николаевич (RU)

Аммосов Сергей Алексеевич (RU)

Зорин Юрий Алексеевич (RU)

Ронжин Иван Владимирович (RU)

F02K9/80 - отличающиеся управлением величиной и направлением тяги (F02K 9/26,F02K 9/56,F02K 9/94 имеют преимущество)

Владельцы патента RU 2768637:

Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" (RU)

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано для управления положением камер сгорания жидкостных ракетных двигателей. Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму с карданным подвесом под установку жидкостного ракетного двигателя, два электромеханических привода, закрепленные на раме в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, а также формирователь командного сигнала, электрически соединенный с двумя автономными вычислительными устройствами. Каждое автономное вычислительное устройство через свое усилительно-преобразовательное устройство и непосредственно соединено электрически со своим электромеханическим приводом. Валы электромеханических приводов соединены с камерой сгорания жидкостного ракетного двигателя посредством шарнирно-рычажных механизмов, выполненных из рычага и тяги, причем рычаг каждого шарнирно-рычажного механизма одним концом жестко закреплен на валу своего электромеханического привода, а вторым концом посредством шарикового сферического подшипника прикреплен к одному из концов тяги шарнирно-рычажного механизма, при этом одна тяга своим вторым концом посредством шарикового сферического подшипника прикреплена к проушине камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, а другая тяга своим вторым концом посредством шарикового сферического подшипника прикреплена к проушине внешней рамки карданного подвеса. Изобретение обеспечивает возможность использования системы управления вектором тяги с повышенной точностью слежения в условиях дальних полетов в космическом пространстве при длительном пребывании в условиях низких температур, в условиях воздействия вибраций и ударов, вырабатываемых жидкостным ракетным двигателем, может быть применено в пилотируемых и грузовых космических кораблях, разгонных блоках дальнего действия и в межорбитальных буксирах. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано для управления положением камер сгорания жидкостных ракетных двигателей.

Известна цифровая электромеханическая следящая система управления - аналог (Белицкий Д.С., Жарков М.Н., Стоялов В.В., Шутенко В.И. Электромеханический привод в системе управления режимами жидкостных ракетных двигателей. Известия Академии наук. Теория и системы управления, 1996, №1, С. 118-124.), предназначенная для управления режимом работы жидкостного ракетного двигателя второй ступени ракеты носителя «Энергия». Это устройство содержит формирователь командного сигнала - цифровую вычислительную машину, работающую в семиразрядном двоичном коде, подключенную к автономному вычислительному устройству, которое через усилительно-преобразовательное устройство и непосредственно соединено электрически с электромеханическим приводом, при этом выходной вал электромеханического привода прикреплен к объекту управления.

Работа цифровой электромеханической следящей системы управления осуществляется путем сравнения управляющих кодов, вырабатываемых цифровой вычислительной машиной, и кодами сигналов обратной связи, поступающих от электромеханического привода, при этом останов вала электромеханического привода происходит при совпадении этих кодов. В этой системе управления функции устройства сравнения и управления электродвигателями выполняет автономное вычислительное устройство, работающее с собственным тактом квантования, независимо по отношению к формирователю командного сигнала - цифровой вычислительной машине. Точность позиционирования такой цифровой электромеханической следящей системы при семиразрядном двоичном коде обеспечивается на уровне не более ±1% от диапазона регулирования.

Недостатком такой системы является невозможность использования в электромеханических приводах некоторых видов электродвигателей постоянного тока, в частности щеточных, из-за возможности разрушения щеток электродвигателей под действием вибраций и ударов, создаваемых жидкостным ракетным двигателем при его работе, так как в такой системе электромеханические приводы контактируют непосредственно с камерой сгорания. В цифровой электромеханической следящей системе управления - аналоге применялся бесконтактный моментный электродвигатель, коммутатор которого был выполнен отдельным устройством, которое располагалось на раме жидкостного ракетного двигателя и соединялось с исполнительной частью электродвигателя посредством кабеля, а электромеханический привод устанавливался на камере сгорания жидкостного ракетного двигателя через амортизатор. Кроме этого, подобные бесконтактные моментные электродвигатели выпускаются сравнительно малой мощности, а большая мощность не требуется, так как элетромеха-нический привод управляет положением малоинерционной заслонки.

Известна система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя - прототип (Белоногов О.Б., Жарков М.Н., Кудрявцев В.В., Степан Г.Α., Черток Б.Е., Шутенко В.И. / Особенности схемно-конструктивных решений и функционирования электрогидравлических рулевых машин ракет (краткий технико-исторический обзор) // Ракетно-космическая техника. Сер. XII. 1998. Вып. 3-4. С. 3-25.), содержащая раму с карданным подвесом и установленный в карданном подвесе жидкостной ракетный двигатель, проушины которого посредством шариковых сферических подшипников соединнены со штоками силовых гидроцилиндров двух электрогидравлических рулевых машин, установленных на раме в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях, при этом основания силовых гидроцилиндров рулевых машин посредством шариковых сферических подшипников прикреплены к проушинам рамы, а электронасосные агрегаты рулевых машин вместе с расположенными в них узлами управления также прикреплены к раме в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях и каждый электронасосный агрегат рулевой машины двумя трубопроводами сообщается со своим силовым гидроцилиндром, причем аппаратура обратной связи каждого из двух каналов системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя, исполняющая роль автономного вычислительного устройства и усилителя командных сигналов, содержащая аналого-цифровой преобразователь, устройство сравнения и усилительное устройство, электрически соединена с формирователем командных сигналов, с аналоговыми датчиками обратной связи, установленными в силовых гидроцилиндрах и узлами управления, расположенными в электронасосных агрегатах электрогидравлических рулевых машин, а электродвигатели электронасосных агрегатов электрогидравлических рулевых машин электрически соединены с источником постоянного тока.

Такая система управления вектором тяги осуществляет управление положением ракетного двигателя, обладающего значительным моментом инерции. Работа системы осуществляется путем сравнения в устройствах сравнения аппаратуры обратной связи управляющего сигнала в виде двоичного кода, вырабатываемого формирователем командных сигналов - бортовой цифровой вычислительной машиной, и двоичного кода, поступающего от аналого-цифрового преобразователя аппаратуры обратной связи, в котором оцифровываются сигналы о положениях выходного штока силового гидроцилиндра электрогидравлической рулевой машины, поступающих от ее аналоговых датчиков обратной связи, при этом останов штока силового гидроцилиндра электрогидравлической рулевой машины происходит при совпадении этих кодов. В этой системе функции оцифровки аналоговых сигналов, функции устройства сравнения и усиления сигналов управления каждой электрогидравлической рулевой машиной исполняет свое автономное вычислительное устройство - аппаратура обратной связи, работающее с собственным тактом квантования, независимо по отношению к формирователю командного сигнала - бортовой цифровой вычислительной машине. Поскольку электронасосные агрегаты рулевых машин устанавливаются на раме, их электродвигатели не испытывают значительные вибрации и удары, создаваемые жидкостным ракетным двигателем. Поэтому в них допустимо использование мощных щеточных электродвигателей постоянного тока. Кроме этого наличие в системе шариковых сферических подшипников обеспечивает возможность поворота камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя одновременно в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях.

Недостатком такой системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя является низкая точность слежения из-за применения аналоговых датчиков обратной связи (до ±15% от диапазона регулирования) и невозможность использования системы для дальних полетов в космическом пространстве из-за застывания рабочей жидкости в рулевых машинах при их длительном пребывании в условиях низких температур космического пространства.

Задачей изобретения является расширение функциональных и технических возможностей системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя и обеспечение возможности ее использования для дальних полетов в космическом пространстве при длительном пребывании в условиях низких температур космического пространства и в условиях воздействия вибраций и ударов, вырабатываемых жидкостным ракетным двигателем.

Техническим результатом изобретения является одновременное повышение точности слежения системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя.

Технический результат достигается тем, что в систему управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя, содержащий раму с карданным подвесом под установку жидкостного ракетного двигателя, проушины и сферические шариковые подшипники, расположенные в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях, а также формирователь командного сигнала, электрически соединенный с двумя автономными вычислительными устройствами, в отличие от прототипа, каждое автономное вычислительное устройство через свое усилительно-преобразовательное устройство и непосредственно соединено электрически со своим электромеханическим приводом, при этом оба электромеханических привода установлены на раме в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях, а валы электромеханических приводов соединены с камерой сгорания жидкостного ракетного двигателя посредством шарнирно-рычажных механизмов, выполненных из рычага и тяги, причем рычаг каждого шарнирно-рычажного механизма одним концом жестко закреплен на валу своего электромеханического привода, а вторым концом посредством шарикового сферического подшипника прикреплен к одному из концов тяги шарнирно-рычажного механизма, при этом одна тяга своим вторым концом посредством шарикового сферического подшипника прикреплена к проушине камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, а другая тяга своим вторым концом посредством шарикового сферического подшипника прикреплена к проушине внешней рамки карданного подвеса.

Благодаря такой конструкции системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя, т.е. установке электромеханических приводов на раме, где они не испытывают значительные вибрации и удары, создаваемые жидкостным ракетным двигателем, обеспечивается применимость мощных щеточных электродвигателей постоянного тока. При этом применение в системе управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя семиразрядного двоичного кода обеспечивает точность позиционирования на уровне менее ±1% от диапазона регулирования, что значительно повышает точность позиционирования по сравнению с прототипом. А поскольку в электромеханических приводах отсутствует рабочая жидкость, такая система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя пригодна для дальних полетов в космическом пространстве при длительном пребывании в условиях низких температур космического пространства.

Совокупность всех указанных существенных признаков обеспечивает одновременное повышение точности слежения системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя и обеспечение возможности ее использования для дальних полетов в космическом пространстве при длительном пребывании в условиях низких температур космического пространства и в условиях воздействия вибраций и ударов, вырабатываемых жидкостным ракетным двигателем, что значительно расширяет функциональные и технические возможности системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя.

Так как заявленная совокупность существенных признаков системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя позволяет решить поставленную задачу, то заявленная система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя соответствуют критерию "изобретательский уровень".

Заявленная система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя иллюстрируется фигурой, на которой изображена конструкционная схема системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя.

Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму 1 с карданным подвесом 2 и установленный в карданном подвесе жидкостной ракетный двигатель 3. На раме 1 в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях управления установлены электромеханические приводы 4. В ракетной технике плоскостями управления являются плоскости тангажа и рыскания ракеты. Валы 5 электромеханических приводов соединены с жидкостным ракетным двигателем 3 посредством шарнирно-рычажных механизмов, выполненных из рычага 6 и тяги 7, причем рычаг 6 каждого шарнирно-рычажного механизма одним концом жестко закреплен на вале 5 своего электромеханического привода, а вторым концом посредством шарикового сферического подшипника 8 прикреплен к одному из концов тяги 7 шарнирно-рычажного механизма, при этом одна тяга 7 своим вторым концом посредством шарикового сферического подшипника 8 прикреплена к проушине 9 камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя 3, а другая тяга 7 своим вторым концом посредством шарикового сферического подшипника 8 прикреплена к проушине 10 внешней рамки 11 карданного подвеса 2. Формирователь командного сигнала системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя - бортовая цифровая вычислительная машина 12, работающая в семиразрядном двоичном коде, подключена к двум автономным вычислительным устройствам 13, каждое из которых через усилительно-преобразовательные устройства 14 и непосредственно соединены электрически со своими электромеханическими приводами 4.

Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.

Формирователь командного сигнала системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя - бортовая цифровая вычислительная машина 12 выдает в автономные вычислительные устройства 13 каждого из двух каналов управления семиразрядные двоичные коды, соответствующие требуемым углам поворота жидкостного ракетного двигателя 3 в карданном подвесе 2 в соответствующих плоскостях управления (плоскостях тангажа и рыскания). Если коды, вырабатываемые электромеханическими приводами 4 соответствующих плоскостей не совпадают с кодами, вырабатываемыми для этих плоскостей управления формирователем командного кода 12, то на электромеханические приводы 4 через усилительно-преобразовательные устройства подаются напряжения, полярности которых соответствуют разности кодов. В результате валы 5 электромеханических приводов вместе с рычагами 6 шарнирно-рычажных механизмов поворачиваются, а присоединенные к рычагам 6 посредством шариковых сферических подшипников 8 тяги 7 шарнирно-рычажных механизмов посредством шариковых сферических подшипников 8 воздействуют в одной плоскости управления на проушину 9 жидкостного ракетного двигателя 3, а во второй плоскости управления на проушину 10 внешней рамки 11 карданного подвеса 2, в результате чего жидкостной ракетный двигатель начинает поворачиваться в каждой из двух плоскостей управления и останавливается в требуемом формирователем командных кодов 12 положении при совпадении вырабатываемых ей кодов с кодами, вырабатываемыми электромеханическими приводами обеих плоскостей управления.

Таким образом, заявленная система управления жидкостным ракетным двигателем с повышенной точностью слежения способна работать в условиях дальних полетов в космическом пространстве при длительном пребывании в условиях низких температур, в условиях воздействия вибраций и ударов, вырабатываемых жидкостным ракетным двигателем и может быть применена в пилотируемых и грузовых космических кораблях, разгонных блоках дальнего действия и в межорбитальных буксирах.

Литература

1. Белицкий Д.С., Жарков М.Н., Стоялов В.В., Шутенко В.И. / Электромеханический привод в системе управления режимами жидкостных ракетных двигателей. // Известия Академии наук. Теория и системы управления, 1996, №1, с. 118-124 - аналог.

2. Белоногов О.Б., Жарков М.Н., Кудрявцев В.В., Степан Г.А., Черток Б.Е., Шутенко В.И. / Особенности схемно-конструктивных решений и функционирования электрогидравлических рулевых машин ракет (краткий технико-исторический обзор) // Ракетно-космическая техника. Сер. XII. 1998. Вып. 3-4. С. 3-25. - прототип.

Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя, содержащая раму с карданным подвесом под установку жидкостного ракетного двигателя, проушины и сферические шариковые подшипники, расположенные в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, а также формирователь командного сигнала, электрически соединенный с двумя автономными вычислительными устройствами, отличающаяся тем, что каждое автономное вычислительное устройство через свое усилительно-преобразовательное устройство и непосредственно соединено электрически со своим электромеханическим приводом, при этом оба электромеханических привода установлены на раме в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, а валы электромеханических приводов соединены с камерой сгорания жидкостного ракетного двигателя посредством шарнирно-рычажных механизмов, выполненных из рычага и тяги, причем рычаг каждого шарнирно-рычажного механизма одним концом жестко закреплен на валу своего электромеханического привода, а вторым концом посредством шарикового сферического подшипника прикреплен к одному из концов тяги шарнирно-рычажного механизма, при этом одна тяга своим вторым концом посредством шарикового сферического подшипника прикреплена к проушине камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, а другая тяга своим вторым концом посредством шарикового сферического подшипника прикреплена к проушине внешней рамки карданного подвеса.

Изобретение использует уникальные теплофизические свойства воды в различных агрегатных и фазовых состояниях для создания реактивного двигателя без применения в конструкции двигателей специальных материалов с особыми тепло- и огнестойкостью и уникальных технологий изготовления. Пароводяной реактивный двигатель стартовых ускорителей для тяжёлых ракет-носителей представляет собой водонаполняемую камеру с расширительным каналом вдоль продольной оси камеры, с сопловой головкой в головной части двигателя и устройством управления тягой, встроенной в расширительный канал.

Стартовый блок ракеты // 2752300

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к стартовым устройствам ракет. Стартовый блок ракеты содержит кольцевой корпус, стартовый двигатель с реактивным соплом, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции.

Система управления потоком с сетью параллельно соединенных топливных каналов // 2731077

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Система (22) управления потоком содержит сеть (34) топливных каналов, содержащую первую (36) и вторую (38) части сети, расположенные друг относительно друга с возможностью параллельного протекания по ним потоков.

Система управления потоком с сетью параллельно соединенных топливных каналов // 2731077

Стартовый твердотопливный ускоритель ракеты-носителя и способ его сборки // 2724096

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения, а именно к стартовым твердотопливным ускорителям ракеты-носителя. Стартовый твердотопливный ускоритель состоит из секций канальных зарядов с корпусами типа кокон и поворотного сопла.

Способ комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги // 2708014

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к способам комплектации жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги. Cпособ комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги, включающий операции сборки корпуса камеры, выполненного из цилиндрической части, сужающегося и расширяющегося участков сопла, с карданом, устанавливаемым по периферии стыка корпуса сужающегося участка сопла с расширяющимся, и далее с цапфами траверс и рамой жидкостного ракетного двигателя, при этом в нем установку кардана осуществляют перед операцией соединения корпусов сужающейся и расширяющейся части сопла, кардан раскрепляют с помощью технологических приспособлений с возможностью фиксации от продольных и поперечных перемещений его при операциях сборки корпусов сужающегося и расширяющегося участков сопла, соединяют два корпуса сужающейся и расширяющейся части сопла, например, сваркой, а установку кардана в цапфах камер и в цапфах траверс, сборку траверс с рамой осуществляют после полного цикла изготовления камеры.

Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги // 2707997

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопло камеры и карданный узел с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой и смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла разъемным бандажом с цапфами, установленным торцевыми частями на торцах кольцевых буртов корпуса сопла до минимального по потоку газов в сопле и после минимального сечения, при этом между разъемным бандажом и корпусом камеры и соосно им установлены конические втулки, ориентированные минимальными диаметрами первая - на входное, а вторая - на выходное от минимального сечение сопла, причем минимальными диаметрами, закрепленными на торцах корпуса сопла, а максимальными первая - на бандаже со стороны входной части сопла, а вторая - на бандаже со стороны выходной части сопла, причем в конусных стенках втулок выполнены сквозные радиальные пазы, образующие проушины, установленные последними в пазах втулок без взаимного соприкосновения проушин.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги // 2707015

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержащий установленные два двигательных блока, каждый с газогенератором, камерами, агрегатами автоматики и регулирования, рамой, размещенным в центральной части двигательного отсека турбонасосным агрегатом с турбиной и насосами, соединенных своими затурбинными полостями и полостями после насосов разветвленными магистралями общих патрубков и расходящихся к камерам изогнутых симметричных трубопроводов подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер, размещенных и скрепленных с рамами посредством траверс по периферии двигательного отсека, при этом в нем каждый двигательный блок расположен крестообразно и ортогонально относительно другого своими главными соответствующими продольными плоскостями симметрии и с радиально симметричным расположением камер, причем в каждом из двигательных блоков расходящиеся к камерам симметричные изогнутые трубопроводы подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер выполнены с одинаковыми диаметрами поперечных сечений и одинаковой траектории и ориентированы изогнутыми частями в месте соединения с общим патрубком на первом блоке по направлению к срезам сопел, а на втором - в обратную вдоль продольной оси симметрии жидкостного ракетного двигателя сторону с образованием зазора между трубопроводами первого блока, а общие патрубки одного и второго двигательного блока выполнены газодинамически идентичными, например, с одинаковыми диаметрами поперечных сечений, радиусами, углами, количеством поворотов и длинами прямолинейных и криволинейных траекторий участков между ними.

Ракетный двигатель твердого топлива (рдтт) с изменяемым вектором тяги по направлению и сопловая заглушка // 2703599

Ракетный двигатель твердого топлива с изменяемым вектором тяги по направлению состоит из силового теплоизолированного корпуса и центрального тела, образующих в выходной части контур кольцевого сопла, канального заряда твердого топлива, скрепленного с силовым теплоизолированным корпусом, воспламенительного устройства и сопловой заглушки, привода перемещения, расположенного в центральном теле.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги // 2703076

Изобретение относится к многокамерным жидкостным ракетным двигателям с дожиганием и управляемым вектором тяги. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием и управляемым вектором тяги содержит раму, газогенератор, турбонасосный агрегат с насосами, входные магистрали окислителя и горючего с входными патрубками и установленными на них пусковыми клапанами, несколько неподвижных основных камер, соединенных газоводами с полостью турбины и магистралями с полостями насосов, и сопел управления, соединенных магистралями с пуско-отсечными клапанами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, при этом установлен дополнительный насосный агрегат с насосами горючего и окислителя и электрическим приводом в виде электродвигателя, соединенным электрической системой с установленным аккумулятором, входы одноименных компонентов которых соединены магистралями с установленными на них пуско-отсечными клапанами с полостями входных патрубков перед пуско-отсечными клапанами.

Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги // 2771254

Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых реализован газодинамический способ управления вектором тяги. Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги содержит на сверхзвуковой части коллектор тракта охлаждения и отверстия вдува генераторного газа, согласно изложению отверстия вдува генераторного газа расположены ближе к критическому сечению камеры, чем отверстия коллектора тракта охлаждения, при этом отверстия вдува генераторного газа выполнены в стенке камеры между каналами тракта охлаждения. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги. 4 ил.