СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЗАПУСКОМ ЖИДКОСТНЫХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ Российский патент 2015 года по МПК F02K9/92 F02K9/66 B64G1/40 

Описание патента на изобретение RU2540898C1

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения (РКН) на стартовой позиции.

В космической технике известен выбранный в качестве прототипа способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты, заключающийся в зажигании топлива в камерах сгорания двигателей, в выходе всех двигателей на режим тяги предварительной ступени, выдерживании тяги на режиме предварительной ступени в течение заданного по циклограмме времени, проверке работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени, выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень в случае, если все они работоспособны, и выдаче команды на выключение всех двигателей, если хотя бы один из них неработоспособен (см. [1]).

Известный способ управления запуском двигателей позволяет выявить аномалии в работе двигателей на режиме тяги предварительной ступени, когда ракета еще не может уйти со старта. В случае выявления неработоспособности хотя бы одного двигателя осуществляется так называемый «сброс схемы» [1], т.е. автоматическая отмена запрограммированных операций запуска двигателей и переход к операциям аварийного выключения всех двигателей с перекрытием питающих магистралей. Тем самым известный способ сохраняет ракету и стартовые сооружения от разрушения в случае своевременного обнаружения неисправности какого-либо двигателя на режиме тяги предварительной ступени. Однако известный способ не позволяет выявить аварийные ситуации с электрогидравлическими сервоприводами (ЭГС), которые обеспечивают отклонение качающихся частей двигателей от своих средних положений. К числу таких аварийных ситуаций, как показывает опыт работы КБ «Салют» ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, относятся обрыв электрической обмотки электромеханического преобразователя, заклинивание золотника гидроусилителя, засорение сопла гидроусилителя и др. Эти аварийные ситуации особенно опасны в случае, когда ЭГС снабжены гидрозамками, срабатывающими при достижении давления в гидросистемах заданного значения и освобождающими штоки ЭГС. Такие ЭГС невозможно проверить непосредственно перед запуском двигателей до достижения тягой определенного значения, обеспечивающего необходимое для срабатывания гидрозамка давление в гидросистеме.

Известный способ не позволяет также устранить последствия ряда факторов, приводящих к отклонению качающейся части двигателя от продольной оси ракеты при нулевом командном сигнале, поступающем от системы управления (СУ) на ЭГС. К числу этих факторов относятся:

- так называемое «смещение нуля» ЭГС при подаче давления в ЭГС и срабатывании гидрозамка;

- «просадка» штока ЭГС под действием внешней нагрузки из-за наличия перетечек рабочей жидкости в ЭГС, из-за наличия воздушных пузырей в гидросистеме и др.;

- «прогиб» конструкции двигателя и РКН под действием силы тяги;

- люфты в конструкции двигателя и ЭГС и др.

Указанное отклонение качающейся части двигателя при нулевом командном сигнале от СУ на участке старта ракеты может при действии других возмущающих факторов (например, ветра) привести к соударению ракеты со стенками стартового заглубления или другими стартовыми сооружениями.

Задачей предлагаемого изобретения является разработка способа управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения, позволяющего:

- выявить аварийную ситуацию с ЭГС еще до отрыва РКН от стартового стола и в этом случае отменить старт ракеты;

- при отсутствии признака аварийной ситуации с ЭГС скомпенсировать отклонение качающейся части двигателя при нулевом командном сигнале от СУ.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение вероятности безаварийного старта ракеты.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления запуском жидкостных реактивных двигателей РКН, заключающемся в зажигании топлива в камерах сгорания двигателей, выходе всех двигателей на режим тяги предварительной ступени, выдерживании тяги на режиме предварительной ступени в течение заданного по циклограмме времени, проверке работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени, выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень в случае, если все они работоспособны, и выдаче команды на выключение всех двигателей, если хотя бы один из них неработоспособен, в соответствии с изобретением, при использовании двигателей, качающиеся части которых отклоняются от среднего положения с помощью электрогидравлических сервоприводов, снабженных гидрозамками, одновременно с проверкой работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений и выдают команду на выключение всех двигателей при превышении заданного значения величиной измеренного углового отклонения качающейся части хотя бы одного двигателя, а при отсутствии таких превышений при выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на режим главной ступени одновременно формируют команды управления отклонениями качающихся частей двигателей от их средних положений с учетом измеренных угловых отклонений качающихся частей двигателей.

Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется фиг.1.

Фиг.1 - типовой закон изменения тяги при запуске двигателя (минимальное, номинальное и максимальное значения тяги).

Рассмотрим в качестве примера РКН, включающую центральный блок и четыре боковых блока. Каждый из пяти блоков РКН содержит двигатель, качающаяся часть которого отклоняется в кардановом подвесе в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях с помощью двух ЭГС.

До включения двигателя оба ЭГС находятся на гидрозамках, при этом полости гидроцилиндров отсоединены от питающих и сливных магистралей, а штоки ЭГС, механически связанные с поршнями, занимают фиксированные положения. В таком состоянии выявить возможные неисправности ЭГС невозможно.

В соответствии с циклограммой запуска двигателей, вначале подается команда на запуск двигателя центрального блока, а через 0,5 с - команда на запуск двигателей боковых блоков. Типовая зависимость тяги двигателя центрального блока от времени показана на фиг.1. При достижении тягой двигателя значения, равного приблизительно 30% от номинального (≈60 тс), давление в гидросистеме РКН достигает 30…70 кгс/см2, силы давления в ЭГС преодолевают силы пружин гидрозамков и штоки ЭГС освобождаются и практически скачкообразно занимают новые положения, соответствующие так называемому «гидравлическому» нулю углового отклонения качающейся части двигателя.

При достижении тягами двигателей тяги предварительной ступени (ПСТ) (составляющей приблизительно 120 тс) в соответствии циклограммой запуска двигатели в течение определенного времени выдерживаются на режиме ПСТ. В соответствии с предлагаемым способом после выхода тяги всех двигателей на режим ПСТ, одновременно с проверками работоспособности всех двигателей, измеряют отклонения качающихся частей каждого двигателя (i - номер двигателя) от их средних положений. Измерения углов можно осуществить с помощью потенциометрических датчиков, установленных на штоках ЭГС, либо с помощью тросиковых датчиков угла отклонения камер двигателей. В перспективе возможно использование лазерных датчиков. Измерения можно проводить однократно, либо периодически (например, через промежутки времени, равные такту бортовой цифровой машины, входящей в состав системы управления (СУ) РКН).

Если ЭГС имеет неисправность типа обрыва электрической обмотки электромеханического преобразователя, заклинивания золотника гидроусилителя, засорения сопла гидроусилителя и др., то после снятия ЭГС с гидрозамка шток ЭГС будет непрерывно перемещаться к крайнему положению (так называемое явление «самохода» штока), при этом качающаяся часть двигателя отклонится на максимальный угол, создавая возмущающий момент недопустимой величины. В соответствии с предлагаемым способом в этом случае выдается команда на выключение всех двигателей и ракета остается на старте. Для идентификации «самохода» измеренное угловое отклонение качающейся части двигателя сравнивают с заранее определенным заданным значением (для рассматриваемой РКН это значение составляет 4°…6°).

При отсутствии превышений величинами угловых отклонений качающихся частей двигателей предельно допустимых значений (естественно при условии, что проверка всех двигателей показала их работоспособность) процесс запуска двигателей продолжается и выдается команда на перевод всех двигателей на режим тяги главной ступени.

В этом случае в соответствии с предлагаемым способом измеренные угловые отклонения качающихся частей двигателей учитываются в управлении движением РКН для компенсации создаваемых ими возмущающих моментов. В известном способе управления запуском двигателя такая компенсация не предусматривается, в результате чего к моменту включения автомата стабилизации СУ, РКН уже может «накопить» недопустимый угол и угловую скорость отклонения от вертикали, что в некоторых неблагоприятных ситуациях (например, при действии «помогающего» ветра) может привести к соударению заглубленного сопла двигателя ракеты со стенками газохода. Включение автомата стабилизации осуществляется лишь после прохождения команды «Контакт подъема» при подъеме РКН на высоту около 30 мм.

В предлагаемом способе команды на отклонение качающихся частей двигателей формируются раньше - после команды на перевод тяги всех двигателей на режим главной ступени. С этой целью измеренные отклонения учитываются при формировании команд управления отклонениями качающихся частей двигателей от их средних положений (например, ) вычитаются из командных сигналов , поступающих от автомата стабилизации СУ). До момента включения автомата стабилизации .

Разности подаются на ЭГС, что позволяет еще до включения автомата стабилизации уменьшить влияние возмущений, связанных с несанкционированными отклонениями качающихся частей двигателей.

Таким образом, благодаря реализации предложенного в изобретении технического решения, достигается повышение вероятности безаварийного старта ракеты.

Источники информации

1. В.И. Феодосьев. Основы техники ракетного полета. М., «Наука», 1981 г., стр.138-139.

Похожие патенты RU2540898C1

название год авторы номер документа
СПОСОБ БОРТОВОГО КОНТРОЛЯ ДЛЯ АВАРИЙНОГО ПРЕКРАЩЕНИЯ ПОЛЕТА РАКЕТЫ 2011
  • Володин Валерий Дмитриевич
  • Альтшулер Александр Шоломович
  • Соломаха Сергей Григорьевич
  • Лотарев Николай Михайлович
  • Борисова Ольга Васильевна
RU2476357C2
СПОСОБ БЕЗОПАСНОГО СТАРТА РАКЕТЫ С МНОГОДВИГАТЕЛЬНОЙ ПЕРВОЙ СТУПЕНЬЮ 2011
  • Володин Валерий Дмитриевич
  • Соломаха Сергей Григорьевич
  • Ветлов Виктор Иванович
  • Цуриков Юрий Александрович
  • Лотарев Николай Михайлович
RU2481251C1
СПОСОБ СТАРТА РАКЕТЫ 2010
  • Камалеев Рустам Зангирович
  • Проскурин Александр Георгиевич
  • Семёнов Андрей Александрович
  • Чернышёв Геннадий Иванович
  • Дубенкова Нина Изосимовна
  • Могиленко Владимир Иванович
  • Сукорцев Александр Митрофанович
  • Таращик Наталья Васильевна
RU2446081C1
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОДГОТОВКИ К ПУСКУ РАКЕТЫ 2022
  • Кошкин Евгений Вячеславович
  • Шевчук Сергей Евгеньевич
  • Скачко Максим Александрович
  • Казаков Иван Иванович
RU2801840C1
СПОСОБ ПЕРЕОБОРУДОВАНИЯ БОЕВЫХ ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ РАКЕТ В ТВЕРДОТОПЛИВНУЮ РАКЕТУ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ И РАКЕТА КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ 1998
  • Соломонов Ю.С.
  • Сухадольский А.П.
  • Зинченко С.М.
  • Васильев Ю.С.
  • Пилипенко П.Б.
  • Французов В.А.
  • Андрюшин В.И.
RU2142898C1
РАКЕТА КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ 2008
  • Ахметов Равиль Нургалиевич
  • Баранов Дмитрий Александрович
  • Богданов Сергей Дмитриевич
  • Дмитриев Вячеслав Васильевич
  • Иванеко Юрий Михайлович
  • Кирилин Александр Николаевич
  • Лагно Олег Геннадьевич
  • Новиков Валентин Николаевич
  • Пашистов Владимир Владимирович
  • Солунин Владимир Сергеевич
  • Федосеев Евгений Григорьевич
RU2368542C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ ЖИДКОСТНОЙ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ ПОСЛЕ КОМАНДЫ НА ВЫКЛЮЧЕНИЕ МАРШЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ ОТРАБОТАВШЕЙ СТУПЕНИ 2013
  • Альтшулер Александр Шоломович
  • Шумовский Роман Юрьевич
  • Соломаха Сергей Григорьевич
  • Лотарев Николай Михайлович
  • Володин Валерий Дмитриевич
RU2547034C1
РАКЕТА КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ 1992
  • Лагутин Борис Николаевич
  • Соломонов Юрий Семенович
  • Соломонов Лев Семенович
  • Полунин Вячеслав Дмитриевич
  • Зинченко Сергей Михайлович
  • Яганов Вадим Николаевич
  • Сухадольский Александр Петрович
  • Егоров Олег Михайлович
  • Васильев Юрий Семенович
  • Горбунов Николай Николаевич
  • Ковтун Геннадий Павлович
  • Кошкин Станислав Алексеевич
  • Щенников Игорь Евгеньевич
  • Пилипенко Петр Борисович
  • Французов Вячеслав Аркадьевич
RU2025645C1
РАКЕТНО-СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС С РАКЕТНО-КАТАПУЛЬТНЫМ АППАРАТОМ ДЛЯ ПОЛЕТОВ НА ЛУНУ И ОБРАТНО 2020
  • Сиротин Валерий Николаевич
RU2743061C1
АЭРОСТАТНЫЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС 2017
  • Козлов Александр Иванович
  • Сорокин Сергей Александрович
  • Сасько Татьяна Прокофьевна
  • Гуляев Александр Юрьевич
RU2682893C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 540 898 C1

Реферат патента 2015 года СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЗАПУСКОМ ЖИДКОСТНЫХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень. Одновременно с проверкой работоспособности на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений. Если измеренное угловое отклонение качающейся части хотя бы одного двигателя превышает заданное значение, то выдают команду на выключение всех двигателей. В противном случае переводят все двигатели, в случае их работоспособности, на режим главной ступени. Одновременно формируют команды управления качающимися частями двигателей с учетом измеренных их угловых отклонений. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности безаварийного старта ракеты. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 540 898 C1

Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения, заключающийся в зажигании топлива в камерах сгорания двигателей, выходе всех двигателей на режим тяги предварительной ступени, выдерживании тяги на режиме предварительной ступени в течение заданного по циклограмме времени, проверке работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени, выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень в случае, если все они работоспособны, и выдаче команды на выключение всех двигателей, если хотя бы один из них неработоспособен, отличающийся тем, что при использовании двигателей, качающиеся части которых отклоняются от среднего положения с помощью электрогидравлических сервоприводов, снабженных гидрозамками, одновременно с проверкой работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений и выдают команду на выключение всех двигателей при превышении заданного значения величиной измеренного углового отклонения качающейся части хотя бы одного двигателя, а при отсутствии таких превышений при выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на режим главной ступени одновременно формируют команды управления отклонениями качающихся частей двигателей от их средних положений с учетом измеренных угловых отклонений качающихся частей двигателей.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2015 года RU2540898C1

В.И
ФЕОДОСЬЕВ
Основы техники ракетного полета
М., "Наука", 1981., с.138-139;
СПОСОБ РАЗДЕЛЕНИЯ СТУПЕНЕЙ РАКЕТЫ (ВАРИАНТЫ) 2001
  • Перепелицкий Г.Н.
  • Володин В.Д.
  • Иваха В.В.
RU2231747C2
СПОСОБ СТАРТА РАКЕТЫ 2000
  • Дермичев Г.Д.
  • Перепелицкий Г.Н.
RU2170194C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ 2000
  • Недайвода А.К.
  • Дермичев Г.Д.
  • Карраск В.К.
  • Перепелицкий Г.Н.
  • Радугин И.С.
  • Хазанович Г.А.
RU2191343C2
US 6314978 B1, 13.11.2001
US 5141181 A , 25.08.1992;
US 6530213 В2, 11.03.2003

RU 2 540 898 C1

Авторы

Альтшулер Александр Шоломович

Лобанов Владимир Анатольевич

Лотарев Николай Михайлович

Штацкая Лариса Игоревна

Даты

2015-02-10Публикация

2013-10-01Подача