СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАСХОДОВАНИЕМ ТОПЛИВА РАКЕТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ Российский патент 2025 года по МПК F02K9/56 

Область техники, к которой относится изобретение

Предлагаемое изобретение предназначено для использования в ракетно-космической технике для регулирования соотношения компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя Уровень техники

Из литературы известен способ управления расходованием компонентов топлива ракетной двигательной установки, заключающийся в поддержании заданного соотношения секундных расходов компонентов топлива из баков с использованием непрерывной информации с датчиков объемных секундных расходов компонентов топлива, установленных в магистралях подачи компонентов топлива (см., например, книгу: М.В. Добровольский «Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования», М., изд. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2016 г., стр. 296-298).

Недостаток данного способа заключается в необходимости применения дополнительных устройств, а именно датчиков объемных секундных расходов компонентов топлива, устанавливаемых в магистралях подачи компонентов топлива, что увеличивает массу конструкции средства выведения.

Известен комбинированный способ управления расходованием топлива ракетной двигательной установки, включающий оценивание соотношения компонентов топлива на основании непрерывной информации с установленных в магистралях подачи датчиков объемных секундных расходов компонентов топлива с учетом показаний датчиков температур компонентов топлива для температурной коррекции (RU 2492122 С2, 28.06.2011).

Для реализации такого способа также необходимы дополнительные устройства, а именно датчики объемных секундных расходов компонентов топлива, устанавливаемые в магистралях подачи компонентов топлива, и датчики температур компонентов топлива, что, как и в предыдущем случае, влечет ухудшение массовых характеристик средства выведения.

Известен способ регулирования жидкостного ракетного двигателя, предусматривающий измерения расходов окислителя и горючего при проведении огневого испытания двигателя с перестройкой регулирующих элементов двигателя на заранее выбранный угол и вычислении по результатам измерений коэффициентов, характеризующих изменение массовых расходов компонентов от поворота каждого из регулирующих элементов на единичный угол, а на последующих запусках двигателя оценивание и регулирование соотношением компонентов топлива осуществляется путем поднастройки его регулирующих органов на углы, величины которых определяют по аналитическим зависимостям (RU 2085755 С1, 23.06.1993, RU 2278988 С2 25.12.2003).

Указанный способ предполагает исключение перед последующими запусками измерительных устройств массовых расходов компонентов топлива. Вмести с тем сформированные по результатам наземных огневых испытаний двигателя аналитические зависимости не позволяют учесть текущего изменения давления и плотности компонентов ракетного топлива на входе в двигатель, происходящего при полете ракеты-носителя и влияющего на соотношение компонентов топлива, что снижает надежность регулирования режимом работы двигателя и является недостатком такого способа.

Раскрытие сущности изобретения

Технический результат, достигаемый при реализации предлагаемого способа управления расходованием топлива ракетной двигательной установки, заключается в снижении массы системы регулирования соотношением компонентов топлива, что позволяет повысить конструктивное совершенство ступеней ракет-носителей и разгонных блоков и, как следствие, увеличить массу выводимой полезной нагрузки (см., например, книгу: В.И. Феодосьев «Основы техники ракетного полета», М.: Наука, Главная редакция физико-математической литературы, 1981 г., стр. 26 - 30):

где - конечная скорость полета ракеты-носителя;

- удельный импульс двигательной установки;

- стартовая масса ракеты-носителя;

- масса полезной нагрузки;

- масса конструкции ракеты-носителя;

- номер ступени ракеты-носителя;

- количество ступеней ракеты-носителя.

Указанный технический результат достигается за счет исключения из состава жидкостной ракетной двигательной установки турбинных датчиков объемного расхода, геометрические и массовые характеристики которых пропорциональны диаметрам магистралей подачи окислителя и горючего, в которых они устанавливаются, а также элементов кабельной сети для связи этих датчиков с бортовой центральной вычислительной машиной (БЦВМ), и применения в системе управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки связанных с БЦВМ штатных датчиков виброускорений, которые уже расположены на камерах ракетного двигателя на штатных местах, предназначенных для размещения вибродатчиков.

Обработка непрерывной информации с датчиков виброускорений позволяет оценить текущие значения частоты высокочастотных автоколебаний в камере ракетного двигателя, которые, в свою очередь, отождествлены со значением коэффициента соотношения компонентов топлива по результатам первых огневых стендовых испытаний ЖРД.

Из технической литературы известно, что значение частоты ƒ_с собственных акустических колебаний газа, заключенного во внутренний объем камеры сгорания, в основном определяется геометрическими размерами ее цилиндрической части, а также акустическими свойствами самого газа в объеме камеры сгорания (см., например, книгу: Алемасов В.Е. и др. «Теория ракетных двигателей: Учебник для студентов высших технических заведений», М., Машиностроение, 1989. - 464 с, стр. 304 - 310):

где - число полуволн давления по длине камеры сгорания;

- радиус цилиндрической части камеры;

- длинна цилиндрической части камеры;

- корни уравнения бесселевых функций;

- переменные, определяющие порядок мод радиальных и тангенциальных форм колебаний соответственно;

- скорость распространения малых возмущений при изоэнтропических процессах (скорость звука).

Параметр выражающий скорость распространения малых возмущений при изоэнтропических процессах зависит от термодинамических характеристик продуктов сгорания, состав и концентрация которых в свою очередь определяется внутрикамерным давлением и соотношением компонентов топлива (Алемасов В.Е. и др. «Теория ракетных двигателей: Учебник для студентов высших технических заведений», М., Машиностроение, 1989. - 464 с, стр. 66 - 72).

Анализ сигналов датчиков вибрации элементов конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), полученных при наземных и летных испытаниях, показывает, что наиболее выраженными формами пульсации давления являются комбинированные, сочетающие нижние моды продольных, радиальных и тангенциальных колебаний.

На фиг.1 видно, что в окрестности частотного диапазона ƒ = 14,26 кГц проявляется собственная акустическая частота колебаний газа, определяемая по выражению (2).

Сопоставление значений частоты акустических колебаний и значений соотношения компонентов топлива (фиг.1 и 2) позволяет оценить их корреляционную зависимость. Высокий уровень связи (коэффициент корреляции R= - 0,99) между рассматриваемыми параметрами позволяет использовать значения частот акустических колебаний в качестве информативного параметра для оценки значения соотношения компонентов топлива в камере ракетного двигателя. При этом важно отметить, что изменение давления и плотности компонентов ракетного топлива на входе в двигатель при полете ракеты-носителя на результат оценивания влияния не оказывает.

Краткое описание чертежей

Фиг. 1 Зависимость частоты вибрации конструкции камеры жидкостного ракетного двигателя от режима его работы, полученная при огневых стендовых испытаниях.

Фиг. 2 Зависимость изменения массового соотношения компонентов топлива в камере ЖРД от времени, измеренное средствами стенда огневых испытаний.

Фиг. 3.

а) - Схема системы управления расходованием топлива с турбинными датчиками объемного расхода компонентов топлива;

б) - Схема системы управления расходованием топлива без турбинных датчиков объемного расхода компонентов топлива;

1 - Камера жидкостного ракетного двигателя;

2 - Датчик виброускорения конструкции камеры;

3 - Дроссельный регулятор;

4 - Счетно-решающее устройство БЦВМ;

5 - Турбинные датчики объемного расхода компонентов топлива.

Осуществление изобретения

Способ реализуется следующими действиями:

- проводиться огневое стендовое испытание жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) по циклограмме, содержащей достаточное количество различных режимов работы, и регистрируются значения секундных массовых расходов компонентов топлива, давления компонентов топлива перед форсунками камеры 1 ракетного двигателя, а также непрерывная информация с датчиков виброускорения 2 конструкции камеры ракетного двигателя;

- по результатам измерений отождествляются частоты высокочастотных автоколебаний в камере с текущим значением коэффициента соотношения компонентов топлива с учетом значения давления компонентов топлива перед форсунками камеры ракетного двигателя; формируется аналитическая зависимость значения коэффициента соотношения компонентов топлива от частоты высокочастотных автоколебаний в камере;

- при проведении повторных стендовых испытаний и в процессе работы ЖРД в составе ракеты-носителя или разгонного блока в счетно-решающем устройстве БЦВМ 4 осуществляется обработка непрерывной информации со штатных датчиков виброускорений 2, расположенных на камерах 1 ракетного двигателя, для оценивания текущего значения частоты высокочастотных автоколебаний в камере ракетного двигателя. Регулирование соотношением компонентов топлива осуществляется посредством изменения настройки дроссельного регулятора 3 на основании аналитической зависимости, устанавливающей взаимосвязь между значениями коэффициента соотношения компонентов топлива и частоты высокочастотных автоколебаний в камере 1 ракетного двигателя.

Таким образом, достигается поддержание требуемого соотношения компонентов топлива без применения турбинных датчиков объемного расхода 5.

Также обеспечивается снижение массы системы регулирования соотношением компонентов топлива, что позволяет повысить конструктивное совершенство ступеней ракет-носителей и разгонных блоков и, как следствие, увеличить массу выводимой полезной нагрузки.

Предлагаемый способ управления расходованием топлива ракетной двигательной установки может быть использован в ракетной технике и предназначен для контроля соотношения компонентов топлива при управлении расходованием компонентов двухкомпонентного жидкого топлива при проведении стендовых испытаний жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а также в процессе полета ракет-носителей и разгонных блоков, в том числе с многократным включением маршевого жидкостного ракетного двигателя. Способ регулирования заключается в поддержании заданного соотношения секундных расходов компонентов топлива на основании обработки непрерывной информации с датчиков виброускорений, расположенных на камерах ракетного двигателя на штатных местах, предназначенных для размещения вибродатчиков, позволяющей оценить текущие значения частоты высокочастотных автоколебаний в камере ракетного двигателя. Аналитическая зависимость значения коэффициента соотношения компонентов топлива от частоты высокочастотных автоколебаний в камере формируется по результатам первых огневых стендовых испытаний ЖРД. Таким образом, обеспечивается снижение массы системы регулирования соотношением компонентов топлива, что позволяет повысить конструктивное совершенство ступеней ракет-носителей и разгонных блоков и, как следствие, увеличить массу выводимой полезной нагрузки. 3 ил.

Способ управления расходованием топлива ракетной двигательной установки при проведении стендовых испытаний жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а также в процессе полета ракет-носителей и разгонных блоков, в том числе с многократным включением маршевого жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в поддержании заданного соотношения секундных расходов компонентов топлива на основании непрерывной информации о текущем значении соотношения компонентов топлива и отличающийся тем, что текущее значение соотношения компонентов топлива оценивают на основании обработки непрерывной информации со штатных датчиков виброускорений, расположенных на камерах ракетного двигателя на штатных местах, предназначенных для размещения вибродатчиков, позволяющей оценить текущие значения частоты высокочастотных автоколебаний в камере ракетного двигателя, и аналитической зависимости коэффициента соотношения компонентов топлива от значения частоты высокочастотных автоколебаний в камере ракетного двигателя, сформированной по результатам первых огневых стендовых испытаний ЖРД, и в дальнейшем задают соотношение секундных расходов компонентов топлива таким образом, чтобы обеспечить требуемое значение.