Способ настройки системы аварийной защиты жидкостного ракетного двигателя

Авторы патента:

F02K9/96 - отличающиеся специальными устройствами для испытания или проверки и измерений

F02K9/38 - предохранительные устройства, например для предотвращения случайного зажигания

F02K9/00 - Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками (химический состав топлив C06B,C06D)

B64G1/52 - предохранительные и аварийные устройства, средства спасения жизни (спасательная служба вообще A62)

Владельцы патента RU 2791158:

Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)

Предлагаемое изобретение относится к контрольно-измерительной технике и может быть использовано в ракетной технике в качестве системы аварийной защиты (САЗ) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Настройку САЗ осуществляют, используя адаптивную настройку контролируемых параметров САЗ к режимам работы двигателя. Расчет настройки производится по результатам контрольно-технологического испытания двигателя, где для каждого его режима работы выбирают значения контролируемых параметров САЗ, значения тяги и номинальные значения внешних факторов. Затем приводят значения контролируемых параметров САЗ и значения тяги к номинальным значениям внешних факторов и определяют ожидаемую зависимость приведенных к номинальным значениям внешних факторов контролируемых параметров САЗ от приведенной к номинальным значениям внешних факторов тяги. Дальше для задаваемых режимов работы двигателя определяют адаптивные предельные верхние и нижние пороговые значения настройки САЗ при фактических значениях внешних факторов на входе в двигатель. Данное изобретение может применяться для настройки системы авариной защиты ЖРД в период их эксплуатации. 4 з.п. ф-лы, 3 ил., 4 табл.

Одной из основных составляющих, обеспечивающей высокую эффективность работы САЗ, является выбор допустимых предельных значений контролируемых параметров САЗ, при выходе за пределы которых формируется команда на аварийное выключение двигателя (АВД).

Широко известно, что в СССР бортовая система аварийной защиты в период полета ракеты-носителя (РН) существовала всего два раза: для лунной программы РН «Н-1» и для РН «Энергия». При этом бортовая САЗ ЖРД настраивалась таким образом, что предельные значения контролируемых параметров САЗ назначались едиными для всех режимов работы ЖРД. Такой принцип был реализован в бортовой САЗ ЖРД РН «Энергия» (см. книгу Б.И. Губанова, «ТРИУМФ И ТРАГЕДИЯ "ЭНЕРГИИ" РАЗМЫШЛЕНИЯ ГЛАВНОГО КОНСТРУКТОРА» том 3: "ЭНЕРГИЯ" - "БУРАН", Нижний Новгород, издательство НИЭР, 1998 г).

Недостатком такого подхода к назначению предельных контролируемых параметров САЗ состояло в том, что он приводит к резкому расширению границ диапазона настройки САЗ ЖРД и снижению эффективности бортовой САЗ ЖРД по возможности своевременного выключения двигателя без развития аварийной ситуации на РН.

Задачей предлагаемого изобретения является создание САЗ ЖРД, которая осуществляет адаптивную настройку предельных значений контролируемых параметров САЗ ко всем режимам работы двигателя (тяга), включая переходные режимы (режим форсирования и дросселирования).

Эта задача решена за счет того, что настройку САЗ ЖРД осуществляют, используя адаптивную настройку контролируемых параметров САЗ к режимам работы двигателя, для этого по результатам контрольно-технологического испытания (КТИ) двигателя для каждого его режима работы выбирают значения контролируемых параметров САЗ, значения тяги (R) и значения внешних факторов, при этом в расчете используют номинальные значения внешних факторов, далее приводят значения контролируемых параметров САЗ к номинальным значениям внешних факторов, для чего для каждого выбранного режима работы двигателя определяют поправки к контролируемым параметрам САЗ по величине отклонения фактических значений каждого внешнего фактора от его номинального значения, далее для каждого выбранного режима работы двигателя приводят значения тяги к номинальным значениям внешних факторов по величине отклонения фактических значений всех внешних факторов от их номинальных значений, далее по всем режимам работы двигателя, определяют ожидаемую зависимость приведенных к номинальным значениям внешних факторов контролируемых параметров САЗ от приведенной к номинальным значениям внешних факторов тяги используя формулу:

где, КП_ОЖ - ожидаемое значение контролируемых параметров САЗ;

К10, К00 - коэффициенты уравнения;

R -тяга

дальше для задаваемых режимов работы двигателя (полет РН или повторное огневое испытание двигателя), используя указанную зависимость, определяют ожидаемые значения контролируемых параметров САЗ и по этим значениям определяют адаптивные предельные верхние и нижние пороговые значения настройки САЗ ЖРД при фактических значениях внешних факторов на входе в двигатель.

Другими отличиями предложенного способа является:

- для каждого выбранного режима работы двигателя значения

контролируемых параметров САЗ приводят к номинальным значениям

внешних факторов по следующей формуле

где, ΔКПВ_КМ - поправка по значению КПВ при изменении массового соотношения компонентов топлива, об/мин;

А21, А11, А00 - коэффициенты уравнения;

R - тяга;

КМ_тек - текущее значение массового соотношения компонентов топлива;

КМ_ном - номинальное значение массового соотношения компонентов топлива;

- для каждого выбранного режима работы двигателя фактическую тягу, приведенную к номинальным условиям, определяют с поправками значений тяги по величине отклонений фактических значений внешних факторов от их номинальных значений по формуле

где, R_ПР - тяга, приведенная к номинальным значениям внешних факторов;

R -тяга;

ΔR_KM - поправка по значению тяги при изменении массового соотношения компонентов топлива;

ΔR_ДО - поправка по значению тяги при изменении давления окислителя на входе в двигатель;

ΔR_ТГ - поправка по значению тяги при изменении давления горючего на входе в двигатель;

ΔR_TO - поправка по значению тяги при изменении температуры окислителя на входе в двигатель;

ΔR_TT - поправка по значению тяги при изменении температуры горючего на входе в двигатель;

- в качестве контролируемых параметров САЗ используют следующие параметры: обороты, температура, перемещение и давление;

- в качестве внешних факторов используют следующие параметры: массовое соотношение компонентов топлива, температуры и давления окислителя и горючего на входе в двигатель.

Пример осуществления способа.

В качестве примера адаптивной настройки САЗ рассмотрим аварийное огневое стендовое испытание двигателя, проведенного в АО «НПО Энергомаш», где штатная система аварийной защиты не смогла выключить двигатель, когда разрушился трубопровод подвода горючего к приводам автоматики. Двигатель был выключен на 325 с при достижении параметром обороты вала турбонасосного агрегата - КПВ верхнего предельного порогового значения. Покажем, что эту аварию можно было парировать адаптивной настройкой САЗ ЖРД по контролируемому параметру САЗ -КПВ.

Для осуществления адаптивной настройки одного из контролируемых параметров САЗ -КПВ по результатам проведенного КТИ товарного двигателя, для каждого из 39-ти стационарных режимов выбирают: значения КПВ, значения тяги (R) и значения внешних факторов, которые сведены в таблицу 1:

- R - значения тяги;

- КМ - массовое соотношение компонентов топлива;

- ДГ - давление горючего на входе в двигатель, кгс/см²;

- ДО - давление окислителя на входе в двигатель, кгс/см²;

- ТГ - температура горючего на входе в двигатель, °С;

- ТО - температура окислителя на входе в двигатель, °С;

- КПВ - значение оборотов вала ТНА, об/мин;

При расчете используют следующие номинальные значения внешних факторов:

- номинальное массовое соотношение компонентов топлива в камере КМ ном=2,75.

- номинальное значение давления окислителя на входе в двигатель ДО ном=5 кгс/см².

- номинальное значение давления горючего на входе в двигатель ДГ ном=2,8 кгс/см².

- номинальное значение температуры окислителя на входе в двигатель

ТО_ном=минус 182,5°С.

- номинальное значение температуры горючего на входе в двигатель ТГ_ном=минус 5°С.

Приводят значения КПВ к номинальным значениям внешних факторов и определяют значение КПВ, приведенное к номинальным значениям внешних факторов, используя поправки к КПВ.

В таблице 2 для каждого из режимов работы двигателя приведены значения влияний каждого внешнего фактора отдельно на КПВ и значение КПВ приведенное к номинальным значениям внешних факторов.

Приводят значения тяги к номинальным значениям внешних факторов и определяют значение тяги, приведенное к номинальным значениям внешних факторов, используя поправки к значениям тяги.

В таблице 3 для каждого из режимов работы двигателя приведены значения влияний каждого внешнего фактора отдельно на значение тяги и значение тяги приведенное к номинальным значениям внешних факторов.

На фиг. 1 для всех режимов работы двигателя приведена ожидаемая зависимость приведенных к номинальным значениям внешних факторов КПВ от приведенных к номинальным значениям внешних факторов тяги. Полученная зависимость ожидаемых значений КПВ от тяги приведена в формуле 1.

где, КПВ_ОЖ - ожидаемое значение КПВ.

Для заданного профиля тяги, приведенного на фиг. 2, определяют адаптивные предельные верхние и нижние пороговые значения настройки системы аварийной защиты по КПВ.

По полученной зависимости (1) и по формулам (2) и (3) определяют адаптивные предельные верхние и нижние пороговые значения настройки системы аварийной защиты по КПВ для заданных режимов работы двигателя.

Значения КПВ, определенные по формулам (1), (2) и (3) для различных уровней тяги сведены в таблицу 4.

где, КПВ_НН - верхнее предельные значения КПВ;

КПВ_LL - нижние предельные значения КПВ;

ΔКПВ - отклонение КПВ от ожидаемых значений КПВ;

ΔКПВ_Ф - влияние внешних факторов на КПВ (массовое соотношение компонентов топлива, температуры и давления окислителя и горючего на входе в двигатель).

Значение ΔКПВ равно 657 об/мин и определено исходя из:

- статических разбросов контролируемых параметров работы ЖРД в зависимости от внутридвигательных факторов, определяемых особенностями изготовления ЖРД;

- необходимых гарантийных запасов на выбросы параметров, не допускающих формирование ложной команды АВД.

Значение ΔКПВ_Ф равно 275 об/мин и определено исходя из:

- заданных отклонений температуры и давления окислителя и горючего на входе в двигатель от их номинальных значений;

- максимально-допустимого отклонения по массовому соотношению компонентов топлива.

На фиг. 3 в интервале времени с 271 по 277 с приведено пересечение контролируемым параметром КПВ адаптивного предельного верхнего порогового значения КПВ.

Как видно из фиг. 3, команда на авариное выключение двигателя могла быть сформирована начиная с 275,23 с, то есть раньше срабатывая штатной САЗ ЖРД на 49,77 с.

Промышленное применение.

Данное изобретение может применятся для настройки системы авариной защиты ЖРД (ракеты-носителя или стенда при проведении повторного испытания двигателя) в период их эксплуатации.

1. Способ настройки параметров системы аварийной защиты (САЗ) жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), характеризующийся тем, что настройку САЗ ЖРД осуществляют, используя адаптивную настройку контролируемых параметров САЗ к режимам работы двигателя, для этого по результатам контрольно-технологического испытания двигателя для каждого его режима работы выбирают значения контролируемых параметров САЗ, значения тяги (R) и значения внешних факторов, при этом в расчете используют номинальные значения внешних факторов, далее приводят значения контролируемых параметров САЗ к номинальным значениям внешних факторов, для чего для каждого выбранного режима работы двигателя определяют поправки к контролируемым параметрам САЗ по величине отклонения фактических значений каждого внешнего фактора от его номинального значения, далее для каждого выбранного режима работы двигателя приводят значения тяги к номинальным значениям внешних факторов по величине отклонения фактических значений всех внешних факторов от их номинальных значений, далее по всем режимам работы двигателя определяют ожидаемую зависимость приведенных к номинальным значениям внешних факторов контролируемых параметров САЗ от приведенной к номинальным значениям внешних факторов тяги, используя формулу:

где КП_ОЖ - ожидаемое значение контролируемых параметров САЗ;

К10, К00 - коэффициенты уравнения;

R – тяга,

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для каждого выбранного режима работы двигателя значения контролируемых параметров САЗ приводят к номинальным значениям внешних факторов по следующей формуле

где ΔКПВ_КМ - поправка по значению КПВ при изменении массового соотношения компонентов топлива, об/мин;

А21, А11, А00 - коэффициенты уравнения;

R - тяга;

КМ_тек - текущее значение массового соотношения компонентов топлива;

КМ_ном - номинальное значение массового соотношения компонентов топлива.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для каждого выбранного режима работы двигателя фактическую тягу, приведенную к номинальным условиям, определяют с поправками значений тяги по величине отклонений фактических значений внешних факторов от их номинальных значений по формуле

где R_ПР - тяга, приведенная к номинальным значениям внешних факторов;

R - тяга;

ΔR_KM - поправка по значению тяги при изменении массового соотношения компонентов топлива;

ΔR_ДО - поправка по значению тяги при изменении давления окислителя на входе в двигатель;

ΔR_ДГ - поправка по значению тяги при изменении давления горючего на входе в двигатель;

ΔR_TO - поправка по значению тяги при изменении температуры окислителя на входе в двигатель;

ΔR_ТГ - поправка по значению тяги при изменении температуры горючего на входе в двигатель.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве контролируемых параметров САЗ используют следующие параметры: обороты, температура, перемещение и давление.

5. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве внешних факторов используют следующие параметры: массовое соотношение компонентов топлива, температуры и давления окислителя и горючего на входе в двигатель.

Изобретение относится к области функционального диагностирования сложных технических систем, в частности жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ основан на использовании текущих измеренных в процессе огневого испытания значений параметров функционирования ЖРД, математической модели нормально функционирующего двигателя и характеристиках, полученных при автономных испытаниях, с помощью которых формируются диагностические признаки, определяющие нормальное или ненормальное функционирование с указанием момента времени возникновения и локализации неисправности.

Стенд для испытаний насосной системы подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ракетного двигателя // 2770072

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при испытаниях насосных систем подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД. Стенд содержит корпусную оснастку, технологические емкости, систему подачи горючего в камеру сгорания и систему управления процессами испытаний и контроля параметров.

Способ испытаний скрепленных с корпусом зарядов ракетных двигателей твердого топлива // 2769614

Изобретение относится к ракетной технике, может найти применение при проведении штатных и форсированных испытаний скрепленных с корпусом крупногабаритных зарядов в ракетных системах различного назначения, эксплуатирующихся на подвижных носителях автомобильного, железнодорожного и авиационного типа. Предлагаемый способ испытаний включает последовательное воздействие статической температурной и динамической вибрационной форсированными нагрузками.

Способ контроля технического состояния жидкостного ракетного двигателя на переходных режимах стендового испытания // 2758781

Изобретение может быть использовано для анализа функционирования широкого класса технических систем, в частности, в ракетно-космической технике для контроля состояния жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) на переходных режимах огневых стендовых испытаний. Для принятия решений о возникновении неисправности, прекращении испытания и определении неисправного агрегата на переходных режимах стендового испытания статистической оценке на основе критерия Стьюдента подвергаются временные ряды значений градиентов изменения измеряемых параметров, обладающие свойством стационарности, обусловленное тем, что при стендовых испытаниях, проводимых по заданной циклограмме, на переходных режимах управление двигателем обеспечивается изменением угла привода агрегата управления по линейному закону.

Способ регулирования параметров жидкостного ракетного двигателя // 2756558

Изобретение относится к регулированию параметров объекта с помощью входящих в его состав регулирующих устройств, в частности в ракетно-космической технике для регулирования жидкостного ракетного двигателя. Способ регулирования параметров ЖРД заключается в установке приводов агрегатов регулирования в положения, которые соответствуют требуемым значениям тяги, коэффициента соотношения компонентов топлива, температур и давлений компонентов топлива на входе в двигатель и определяются по математической модели данного двигателя или по полиномам регулирования данного двигателя, полученным путем аппроксимации результатов расчетов, проведенных по математической модели данного двигателя, и закладываются в ЭВМ стендовой системы управления или бортовую ЭВМ ракеты-носителя.

Способ определения скорости горения твердого топлива в потоке газа // 2749473

Изобретение относится к области авиационного и ракетного двигателестроения и может быть использовано при исследовании рабочих процессов в прямоточных воздушно-реактивных и гибридных ракетных двигателях в условиях стендовых испытаний. Способ заключается в измерении толщины сгоревшего свода цилиндрического канального заряда твердого топлива, размещенного в камере сгорания с сопловым блоком, при подаче нагретого газа с заданными значениями температуры и плотности потока окислителя.

Способ измерения скорости горения твердых ракетных топлив и скорости сублимации полимерных покрытий при обдуве высокотемпературным газом и устройство для его осуществления // 2741687

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано как стендовое оборудование для определения скорости горения твердых ракетных топлив (ТРТ) и скорости сублимации полимерных покрытий, например теплозащитных покрытий, бронирующих составов твердотопливных ракетных двигателей, при обдуве высокотемпературным газом.

Ракетная каретка с управляемым вектором тяги // 2739546

Изобретение относится к испытательной технике, конкретно к оборудованию для высокоскоростных трековых испытаний, и может быть использовано для разгона объектов испытаний на ракетном треке. Ракетная каретка содержит несущую платформу, установленную на пилонах, опирающихся на опорно-направляющие башмаки, расположенные на ней ложементы для установки испытываемого изделия и ракетного двигателя, элементы тормозной системы и антикрыло.

Ракетная каретка с управляемым торможением // 2739537

Изобретение относится к испытательной технике, к оборудованию для высокоскоростных трековых испытаний и может быть использовано для разгона объектов испытаний на ракетном треке. Ракетная каретка содержит несущую платформу, установленную на опорно-направляющие башмаки с элементами тормозной системы, расположенные на ней ложементы для установки испытываемого изделия и ракетного двигателя, и антикрыло или систему антикрыльев.

Испытательное оборудование для контроля термического окисления реактивного топлива // 2737980

Характеристики термического окисления реактивного топлива оценивают посредством стандартного метода испытания термической стабильности авиационного топлива для турбореактивных двигателей. Этот метод испытания имитирует условия теплового напряжения, которым подвергается реактивное топливо в процессе эксплуатации, и часто осуществляется посредством лабораторных устройств, известных как установки.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2775891

Ракетный двигатель твердого топлива, предназначенный для увода отделяемых частей ракетоносителя, содержит корпус, заряд твердого топлива, систему инициирования и сопловой тракт, расположенный под углом к продольной оси ракетоносителя и закрытый заглушкой. Заглушка изготовлена из тонкого деформируемого материала и имеет коническую отбортовку, внешняя поверхность которой контактирует с внутренней поверхностью соплового тракта через герметизирующий слой, обеспечивающий сцепление заглушки с поверхностью соплового тракта.