СПОСОБ ВЫКЛЮЧЕНИЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ СОСТАВНОЙ РАКЕТЫ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 1997 года по МПК F02K9/56 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для выключения двигательных установок первой и промежуточной ступеней жидкостной ракеты после полной выработки мим одного из компонентов топлива.

Известен способ выключения жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на активном участке полета составной ракеты [1] предусматривающей выдачу команд на закрытие клапанов ЖРД каждой из ступеней ракеты в те моменты времени, когда центр ее масс достигает заданных значений скорости, углов, характеризующих направление вектора скорости, и координат центра масс.

Выключение двигателей по данному способу осуществляют с помощью датчиков кажущейся скорости [2] например, выполненных на базе гироскопического интегратора линейных ускорений, представляющего собой тяжелый гироскоп, центр масс которого смещен относительно оси подвеса. Силы инерции, обусловленные наличием кажущегося ускорения, вызывают процессию гироскопа, скорость которой пропорциональна значению кажущегося ускорения, а угол значению кажущейся скорости. Интегратор снабжен поворотным диском с контактным устройством, которое и формирует команды на останов ЖРД.

Недостаток известного способа и устройств, созданных по его принципу, заключается в том, что двигатели первой и промежуточной ступеней ракеты неполностью вырабатывают заправляемые компоненты топлива, которые остаются в баках и питающих магистралях сбрасываемых ступеней. Другими словами, при расчете запасов топлива, необходимого для обеспечения максимальной дальности полета, учитывают остаток незабора топлива в баках, т.е. то количество топлива, которое не используется для работы ЖРД в ущерб массе полезного груза ракеты.

Настоящее изобретение направлено на повышение полноты использования компонентов топлива первой и промежуточных ступеней составной ракеты и увеличение за счет этого массы полезного груза.

Решение поставленной задачи обеспечивается тем, что в способе выключения ЖРД составной ракеты, предусматривающем закрытие их клапанов в определенной последовательности после разгона ракеты до заданных значений кажущейся скорости, у двигателей первой и промежуточных ступеней ракеты на режимах конечной ступени контролируют угловую скорость вращения их бустерных насосов или давление на выходе этих насосов, а выключение двигателей производят при поступлении в соответствующий бустерный насос с остатками компонента топлива газовых включений, когда контролируемый параметр достигает предельно допустимого значения. При этом предельно допустимые значения угловой скорости вращения и давления выбирают таким образом, чтобы первая команда на выключение двигателя реализовывалась до падения давления на выходах его основных насосов.

Для осуществления способа могут быть использованы два варианта устройств, один из которых предусматривает выключение двигателей по превышению угловой скорости их бустерных насосов, а второй по спаду давления на выходах этих насосов. Первый вариант предпочтительней, т.к. обладает более высокой точностью и надежностью, а главное он практически мгновенно реагирует на изменение сплошности потока жидкости, поступающей в двигатель. Второй вариант применяется лишь в тех случаях, когда не представляется возможным установить на бустерные насосы датчики угловой скорости.

Устройство для выключения двигательных установок по превышению угловой скорости одного из бустерных насосов должно содержать преобразователь частота-код, блок сравнения, формирователь управляющих команд, выходом соединенный с входом привода регуляторра тяги двигательной установки, импульсный датчик угловой скорости бустерного насоса, выходом соединенный с информационным входом преобразователя частота-код, задатчик предельного значения угловой скорости, ключ и блок управления, при этом первый и второй информационные входы блока сравнения соединены с выходами преобразователя частота-код и задатчика предельного значения угловой скорости соответственно, выход этого блока через ключ соединен с входом останова блока управления, первый вход которого соединен с управляющим входом ключа, второй выход с входом формирователя управляющих команд, а его третьи выходы подключены к управляющим входам двигательной установки.

В состав устройства, реализуемого по второму варианту, вместо импульсного датчика угловой скорости вводится датчик давления, например, вибрационно-частотного типа, устанавливаемый на выходе бустерного насоса и соединяемый с информационным входом преобразователя частота-код. Все остальные структурные связи аналогичны описанному выше (задатчик предельно допустимого значения угловой скорости будет называться задатчиком минимально допустимого давления).

Технический результат от реализации данного способа и устройств, создаваемых по его принципу, заключается в увеличении массы полезного груза ракеты, например, на величину ΔM, определяемую из следующих соображений.

Количество топлива, назначаемое для заправки ракеты, включает в том числе гарантийный запас, обеспечивающий компенсацию возможного увеличения его расхода по сравнению с расчетным в условиях возмущенного движения ракеты и при отклонении ее основных параметров от номинальных значений. Обычно в гарантийный запас входит некоторая часть заведомо неиспользуемого топлива (остаток незабора топлива), остающаяся в баках и питающих магистралях. Эта часть топлива заранее известна. Если, например, первым будет выработано горючее, то остаток ΔG_Σ незабора топлива составит:
DG_Σ= ΔC_гор+ΔC_ок= ΔG_гор(1+K_m), (1),
где
ΔG_гор, ΔG_ок остатки незабора горючего и окислителя соответственно;
K_m m₀/m_г коэффициент соотношения компонентов топлива;
m_о, m_г массовые секундные расходы окислителя и горючего.

Остаток незабора горючего можно записать следующим соотношением:
ΔG_гор= ΔG_БГ+ΔG_пмг= ΔG_БГ+Q_пмγ_гK_пм, (2),
где
ΔG_БГ, ΔG_пмг остатки незабора горючего в баке и питающей магистрали;
Q_пм объем питающей магистрали горючего;
γ_г плотность горючего;
K_пм коэффициент, учитывающий воронкообразование в питающей магистрали горючего.

Использование остатка ΔG_Σ незабора топлива, например, на первой ступени ракеты, позволяет увеличить массу полезного груза на величину DM, равную
ΔM = ψΔG_Σ=ψ(ΔG_БГ+Q_пмγ_гK_пм)(1+K_m), (3)
где ψ
-коэффициент, устанавливающий зависимость массы полезного груза от 1 кг топлива, расходуемого первой ступенью ракеты.

Увеличение массы полезного груза от более полного использования компонентов топлива двигателями промежуточных ступеней ракеты определяется аналогичным образом.

Сущность предлагаемого способа заключается в следующем.

По команде ПУСК начинает работать двигатель первой ступени ракеты, сообщая ей постепенно возрастающую скорость. Его бустерные насосы, приводимые в действие компонентами топлива, отбираемыми из магистралей высокого давления, раскручиваются и создают на входах основных насосов необходимый напор жидкости. Датчики бустерных насосов начинают выдавать в контрольную аппаратуру электрические сигналы, например, о величине угловой скорости вращения их крыльчаток (шнеков).

После того, как будет израсходован основной запас топлива, двигатель переводят на режим ступени и программно задействуют в работу аппаратуру контроля угловой скорости, которая преобразует измерительную информацию, поступающую с датчиков, в последовательность кодовых сигналов и сравнивает их с заданными уставками. После полного опорожнения, например, бака горючего, двигатель продолжает работать на том остатке компонента, который поступает в него из питающей магистрали, сообщая ракете дополнительный импульс тяги, достаточный для компенсации потерь ее скорости от увеличения на DM массы полезного груза. При полной выработке горючего бестерный насос начинает заполняться газовыми включениями, нагрузка на его гидравлическую турбину уменьшается, скорость вращения крыльчатки возрастает, а давление на выходе бустерного насоса падает, вследствие возникновения кавитационного режима. Как только угловая скорость увеличится до значения, эквивалентного заданной установке, но при котором давление на выходах основных насосов еще не начали уменьшаться, контрольная аппаратура выдает сигнал на штатное выключение двигателя и отделение первой ступени от верхнего блока ракеты.

Если контрольным параметром является давление на выходе бустерного насоса, то команду на выключение двигателя формируют при его падении ниже заданного уровня.

Выключение двигательных установок промежуточных ступеней ракеты производят аналогичным образом.

На фиг.1 приведена функциональная схема устройства для выключения двигателя по выработке одного из компонентов топлива с использованием датчика угловой скорости, на фиг. 2 и 3 схемы преобразователя частота-код и блока управления соответственно, на фиг.4 общий вид бустерного насоса, на фиг.5 - график изменения режимов работы двигателя и на фиг. 6,7 временные диаграммы, поясняющие принцип действия устройства.

Устройство для выключения, в котором контролируемым параметром является угловая скорость вращения одного из бустерных насосов, содержит двигатель 1, имеющий следующие основные агрегаты: камеру 2 сгорания, турбину 3, основные насосы 4,5 окислителя и горючего соответственно, насос 6 2-ой ступени горючего, бустерные насосы 7,8 окислителя и горючего, газогенератор 9, клапаны 10,11 окислителя и горючего, клапан 12 отсечки горючего в газогенератор, регулятор 13 расхода горючего в газогенератор с приводом 14 (регулятор тяги), импульсный датчик 15 угловой скорости бустерного насоса горючего, источник 16 сжатого газа высокого давления и электропневмоклапаны (ЭПК) 17-1, 17-2, 17-3, топливные баки 18,19 соединенные питающими магистралями 20, 21 с двигателем 1, преобразователь 22 частота-код, задатчик 23 предельного значения угловой скорости, блок 24 сравнения, блок 25 управления, формирователь 26 управляющих команд и ключ 27.

Преобразователь 22 частота-код расчитан на измерение длительности двух периодов входной частоты F_x и содержит (фиг.2) формирователь 28 импульсов, J-к триггер 29, D-тригер 30, два счетчика 31 и 32 импульсов, генератор 33 эталонной частоты F_з, коммутатор 34, элемент 36 памяти, регистр 36 и элемент задержки 37.

Блок 25 управления в предлагаемом варианте включает (фиг.3) RS-триггер 38, генератор 39 тактовых импульсов, элемент И40, счетчик 41 импульсов, преобразователь 42 кодов (ПЗУ), RS триггеры 43.45, ключи 46.49 и элемент ИЛИ 50. Индексом U_y обозначена шина питания ЭПК 17.

Для управления регулятором 13 тяги используется, например, цифровой гидравлический привод 14, у которого управляющие команды представляют собой 7-ми разрядные параллельно двоичные коды, однозначно определяющие положение выходного вала привода. В этом случае формирователь 26 содержит семь ключей (по числу разрядов командного слова) преборазующих логические сигналы "0" и "1" в рабочие напряжения ± B, подаваемые на управляющие обмотки привода.

Бустерный насос имеет следующие основные элементы (фиг.4): трехсекционный корпус 51, крыльчатку (шнек) 52, узел 53 подвода жидкости высокого давления, лопатки 54 гидравлической турбины, по внешнему диаметру скрепленные кольцеобразным бандажом 55, и каналы 56 отвода отработавший жидкости высокого давления. На внешней поверхности бандажа 55 с равномерным шагом отфрезерованы Z углублений 57, выступы 58 между которыми играют роль магнитных вставок для датчика 15, установленного на средней секции корпуса 51. Поз. 59 обозначен штуцер для подключения датчика, измеряющего давление на выходе бустерного насоса.

На графике фиг. 5 индексами β и ω_г обозначены соответственно угол поворота регулятора 13 тяги и угловая скорость вращения бустерного насоса 8 горючего; t текущее время.

Если необходимо контролировать выработку обоих компонентов топлива, то двигатель 1 должен быть снабжен датчиком угловой скорости бустерного насоса окислителя, а в устройство должны быть дополнительно введены второй преобразователь частота-код, второй задатчик предельного значения угловой скорости и второй блок сравнения, причем выход последнего и выход блока 24 в этом случае подсоединения к информационному входу ключа 27 через элемент ИЛИ.

Во 2-ом варианте, когда контролируемым параметром является давление на выходе бустерного насоса, вместо импульсного датчика 15 угловой скорости устанавливается датчик давления вибрационно-частотного типа, подключаемый к штуцеру 59 (фиг.4). Выход этого датчика соединяется с информационным входом преобразователя 22 частота-код.

Остальные структурные связи соответствуют схеме фиг.1.

Устройство работает следующим образом.

В исходном состоянии все ключи 47.49 блока 25 разомкнуты, ЭПК 17-1.17-3 двигателя 1 обесточены и закрыты. Закрыты также управляемые ими клапаны 10, 11, 12 и регулятор тяги 13. Источник 16 наполнен сжатым газом высокого давления. Баки 18, 19 заправлены необходимым количеством компонентов топлива и в них создано некоторое избыточное давление, которое в дальнейшем поддерживается на заданном уровне. В задачник 23 записан код N_пр, эквивалентный предельно допустимому значению ω_пр угловой скорости бустерного насоса горючего на режиме конечной ступени, при котором обеспечивается "штатное" выключение двигателя, определяемый по соотношению:

где
b число периодов измерительной частоты F_x по которому оценивается значение угловой скорости, b=2;
f_э- значение эталонной частоты, формируемой генератором 33;
T_пр -период следования измерительных импульсов с датчика 15 на предельно допустимой угловой скорости ω_пр[об/мин] бустерного насоса 8;
Z число импульсов, формируемых датчиком 15 за один оборот крыльчатки 52 (число выступов 58 бандажа 55).

Блок 24 настроен таким образом, что сигнал высокого уровня, соответствующий логической "I", появляется на его выходе при соблюдении неравенства где Ni текущее значение кода, считываемое с выхода преобразователя 22. RS триггеры 38, 43.45 и счетчик 41 блока 25 находятся в обнуленном состоянии, элемент I 40 и ключ 27 закрыты. В ПЗУ 42 написана программа управления регулятором тяги и ЭПК 17 двигателя 1.

Устройство включается в работу кратковременным замыканием ключа 49 по команде на запуск двигателя 1, при этом RS триггер 38 переводится в единичное состояние, открывается элемент И 40, и импульсы напряжения с тактовой частотой f_т, формируемые генератором 39, начинают поступать в счетчик 41, увеличивая его содержимое пропорционально текущему времени t_i. Счетчик 41 производит последовательный опрос ячеек памяти ПЗУ 42 и считывает в схему блока 25 хранящуюся в них командную информацию (фиг.6). Первая серия команд в виде потенциальных единичных сигналов с выходов 010 и 011 адресуется на управляющие входы ключей 46, 48 непосредственно, а с выхода 09, на котором возбуждается импульсный сигнал, на вход ключа 47 через RS - триггер 45. Ключи 46, 47, 48 замыкаются и подсоединяют обмотки ЭПК 17-1.17-3 двигателя 1 к питающей шине U_y. Эти ЭПК срабатывают и открывают клапаны 10, 11, 12, обеспечивая поступление в двигатель компонентов топлива из баков 18, 19 и его запуск по штатной циклограмме. Вторая серия команд, формируемая на выходах Q1.Q7 ПЗУ 42, через блок 26 поступает на управляющие обмотки привода 14, который открывает регулятор тяги 13 сначала на угол β_o, а затем в момент времени t₂ (см. график и фиг.5) на угол β_н, обеспечивая дальнейшую работу двигателя на режиме, близком к номинальному.

Во время запуска двигателя 1 часть компонентов топлива, отбираемая с выходов основных насосов 4 и 5, поступает на лопатки 54 гидравлических турбин бустерных насосов 7, 8 и раскручивает их крыльчатки 52, создавая в системе питания дополнительные напоры, необходимые для бескавитационной работы основных насосов 4 и 5. В частности, на номинальном режиме бустерный насос 8 горючего раскручивается до угловой скорости, например, равной ω_гн (фиг.5). С помощью датчика 15 угловая скорость ω_гi преобразуется в импульсные сигналы, адресуемые в блок 22, где они следующим образом трансформируются в последовательность информационных кодов N_i. Например, в произвольный момент времени τ₁ (фиг.7) коммутатор 34 находится в верхнем по схеме (фиг.2) положении и счетчик 31 заполняется импульсами эталонной частоты F_э, вырабатываемой генератором 33. При поступлении на вход преобразователя 22 очередного сигнала F_xi (момент времени τ₂) J- к триггер 29, а затем и D- триггер 30 устанавливаются в единичное состояние и посредством коммутатора 34 подсоединяют выход генератора 33 к входу "-1" счетчика 32. Последний начинает работать в режиме вычитания, а счетчик 31 останавливается и его содержимое (KODN_i) переписывается в регистр 36. Через интервал времени Δτ, равный настройке элемента 37 задержки и достаточный для заполнения регистра 36 новыми данными, на его выходе формируется сигнал активно низкого уровня, по которому в счетчик 31 переписывается код начальной установки N₀, хранящийся в памяти элемента 35. При считывании содержимого счетчика 32 до нуля (момент времени t₃) на его выходе возбуждается сигнал переноса в виде логического 0, адресуемый на R- вход триггера 30 и на свой S- вход. По этой команде D- триггер обнуляется, а счетчик 32 переписывается код начальной установки N₀. Далее вновь задействуется в работу счетчик 31, причем заполнение его содержимого осуществляется не с нуля, а с учетом начального кода N₀ и измерительный цикл повторяется. За счет включения в схему J-к триггера 29 накопление счетчиком 31 импульсов эталонной частоты f_э производится в течение двух периодов T_i входного сигнала F_x(b=2), причем делается это с весьма высокой точностью, поскольку на время его переключения в работу задействуется второй счетчик 32.

В интервале времени t₃ ^oCt₄ (график фиг.5) на выходах Q1.Q7 ПЗУ 42 формируется 3-я серия управляющих команд, под действием которых привод 14 поворачивается регулятор 13 тяги на угол β_кст и двигатель переводится на режим конечной ступени с тем, чтобы уменьшить разброс импульса последействия при его отключении. Обороты бустерного насоса 8 горячего на этом режиме уменьшаются до значения ω_гкст, при котором код N_i, выделяемый преобразователем 22, становится больше кода N_пр задатчика 23 и на выходе 24 сравнения устанавливается нулевой сигнал.

В момент времени t₅ на выходе Q( ПЗУ 42 возбуждается импульс напряжения активно высокого уровня, адресуемый на S-вход триггера 44. Последний переводится в единичное состояние и открывает ключ 27.

После опорожнения бака 19 горючего двигатель продолжает работать на остатке компонента, находящегося в питающей магистрали 21. При этом возможно газирование компонента из-за его перемешивания с рабочим телом наддува бака 19 и прорыв отдельных пузырьков газа на вход в двигатель, которые практически не нарушают работы его агрегатов питания. При выработке горючего из магистрали 21 бустерный насос 8 заполняется газовыми включениями весьма интенсивно, нагрузка на его гидравлическую турбину подает и скорость вращения крыльчатки 52 возрастает (интервал времени t₆ ^oCt₇ на графике фиг.5). Как только она станет равной предельному значению ω_пр, либо превысит его, код N_i, выделяемый преобразователем 22, становится меньше кода уставки N_пр и на выходе блока 24 появляется единичный сигнал, который через открытый ключ 27 транспортируется в блок 25 управления, следующим образом видоизменяя состояние его схемы:
RS триггеры 44, 45 обнуляются, размыкая ключи 27 и 47;
ЭПК 17-2 двигателя 1 обесточивается и управляемый им клапан 12 закрывается;
поступление горючего в газогенератор 9 прекращается, давление в камере 2 сгорания падает;
одновременно обнуляется счетчик 41, приводя к нулевому адресу содержимое ПЗУ 42, и устанавливается в единичное состояние RS- триггер 43;
счетчик 41 начинает повторный опрос ячеек памяти ПЗУ 42, но поскольку на его входе A_m присутствует сигнал высокого уровня (поступает с выхода триггера 43), он формирует послепусковую циклограмму, предусматривающую размыкание через определенные интервалы времени ключей 46, 48 и обнуление схемных элементов 43, 38, 41 для приведения блока 25 в исходное состояние.

По размыканию ключей 46, 48 ЭПК 17-1, 17-3 обесточиваются и клапаны 11, 10 закрываются. Двигатель полностью выключается.

Импульсный сигнал, снимаемый с 6-го выхода блока 25 (выход RS-триггера 43), может быть использован для задействования в работу схемы отделения первой ступени ракеты.

Во втором варианте, когда контролируемым параметром является давление на выходе бустерного насоса, принцип действия устройства практически не отличается от описанного выше. В этом случае в задатчик 23 записывается код N_пр, эквивалентный минимально допустимому уровню давления P_пр, при котором обеспечивается "штатное" выключение двигателя, определяемый по соотношению:

где
b число периодов измерительной частоты F_x, по которому оценивается величина давления P_пр;
f_э значение эталонной частоты, формируемой генератором 33;
T_пр период следования измерительных импульсов при подаче в измерительную полость датчика давления, равного минимально допустимому значению P_пр;
частота, вырабатываемая датчиком при подаче в его измерительную полость давления, равного P_пр определяется по градуировочной характеристике датчика.

По выработке компонента топлива, когда бустерный насос начинает заполняться газовыми включениями, скорость вращения крыльчатки 52 возрастает, а давление на выходе этого насоса падает вследствие возникновения и развития кавитационного процесса. Как только давление станет равным минимально допустимому значению P_пр либо опустится ниже этого уровня, код N_i, выделяемый преобразователем 22, становится меньше кода уставки N_пр и на выходе блока 24 появляется единичный сигнал, который через открытый ключ 27 поступает в блок 25 управления, являясь командой на выключение двигателя.

Таким образом, предложенный способ позволяет более полно использовать компоненты топлива, заправляемые в баки первой и промежуточных ступеней ракеты, в том числе полезно расходовать большую часть остатков обычного незабора топлива, количество которого заранее известно. За счет этого становится возможным увеличение массы полезного груза ракеты и соответственно снижение общей стоимости затрат на ее запуск. Кроме того, настоящее изобретение полезно с точки зрения экологии, т.к. сброс отработавших ступеней ракет с минимальным количеством оставшегося в них топлива наносит окружающей среде меньший ущерб особенно при использовании токсичных компонентов.

Использование: в ракетно-космической технике и предназначен для выключения двигательных установок первой и промежуточных ступеней жидкостной ракеты после полной выработки одного из компонентов топлива. Сущность изобретения: способ выключения предусматривает работу двигателей до полной выработки одного из компонентов топлива, когда соответствующий бустерный насос двигателя, предварительно переведенного на режим конечной ступени, начинает заполняться газовыми включениями, снижается нагрузка на гидравлическую турбину этого насоса, увеличивается угловая скорость вращения его крыльчатки и падает давление на его выходе вследствие возникновения и развития кавитационного процесса, а по достижению одним из этих параметров предельно допустимого значения производится выключение двигательной установки. При этом предельно допустимые значения угловой скорости и давления задают с таким расчетом, чтобы первая команда на выключение реализовалась до падения давления на выходе основных насосов двигателя, что позволяет свести к минимуму разброс импульса последствия и обеспечить "штатный" градиент спада тяги. Устройство для выключения двигателя по выработке одного из компонентов топлива содержит датчик контролируемого параметра подключенный к информационному входу преобразователя 22 частота-код, задатчик 23 предельно допустимого значения контролируемого параметра, блок 24 сравнения, ключ 27, блок 25 управления и формирователь 26 управляющих команд, выходом соединенной с входом привода 14 регулятора 13 тяги двигательной установки 1, при этом в качестве датчика контролируемого параметра могут быть использованы импульсный датчик 15 угловой скорости бустерного насоса 8 или частотный датчик давления на выходе этого насоса. 2с. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Способ выключения жидкостных ракетных двигателей составной ракеты путем закрытия их клапанов в определенной последовательности после разгона ракеты до заданных значений кажущейся скорости, отличающийся тем, что у двигателей первой и промежуточной ступеней ракеты на режимах конечной ступени контролируют угловую скорость вращения их бустерных насосов или давление на выходе этих насосов, а выключение двигателей производят при поступлении в соответствующий бустерный насос с остатками компонента топлива газовых включений, когда контролируемый параметр достигает предельно допустимого значения. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что предельно допустимые значения угловой скорости вращения бустерных насосов и давлений на их выходах выбирают таким образом, чтобы первая команда на выключение двигателя реализовывалась до падения давления на выходах его основных насосов. 3. Устройство для выключения жидкостных ракетных двигателей по выработке одного компонента топлива составной ракеты, содержащее датчик контролируемого параметра и привод регулятора тяги двигательной установки, отличающееся тем, что в него введены преобразователь частота код, блок сравнения, формирователь управляющих команд, соединенный с входом привода регулятора тяги двигательной установки, задатчик предельно допустимого значения контролируемого параметра, ключ и блок управления, при этом выход датчика контролируемого параметра соединен с информационным входом преобразователя частота код, первый и второй информационные входы блока сравнения соединены с выходами преобразователя частота код и задатчика предельно допустимого значения контролируемого параметра соответственно, выход этого блока через ключ соединен с входом блока управления, первый выход которого соединен с управляющим входом ключа, второй выход этого блока соединен с входом формирователя управляющих команд, а дополнительные его выходы подключены к управляющим входам двигательной установки. 4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что в качестве датчика контролируемого параметра служит импульсный датчик угловой скорости бустерного насоса двигательной установки или частотный датчик давления на выходе этого насоса. 5. Устройство по п.3, отличающееся тем, что блок управления содержит четыре RS-триггера, элемент И, счетчик импульсов, преобразователь кодов, генератор тактовых импульсов, источник единичного сигнала, четыре ключа и элемент ИЛИ, выходом соединенный с входом обнуления счетчика импульсов, при этом выходы первого RS-триггера и генератора тактовых импульсов через элемент И соединены со счетным входом счетчика импульсов, выходы которого подключены к адресным входам преобразователя кодов, первый седьмой выходы этого преобразователя соединены с вторыми выходами блока управления, его восьмой и девятый выходы соединены с установочными входами третьего и четвертого RS-триггеров соответственно, десятый и одиннадцатый выходы с управляющими входами третьего и первого ключей, а двенадцатый выход преобразователя кодов подключен к входам обнуления первого, второго RS-триггеров и к первому входу элемента ИЛИ, вход останова блока управления соединен с установочным входом второго RS-триггера, с входами обнуления третьего и четвертого RS-триггеров и с вторым входом элемента ИЛИ, выходы второго, третьего и четвертого RS-триггеров соединены соответственно с входом старшего адресного разряда преобразователя кодов, с первым выходом блока управления и с управляющим входом второго ключа, установочный вход первого RS-триггера через четвертый ключ соединен с источником единичного сигнала, информационные входы первого, второго и третьего ключей соединены с шиной питания электропневмоклапанов двигательной установки, а выходы этих ключей являются дополнительными выходами блока управления.