Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ...управление – F02K 9/56

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки. Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки заключается в изменении проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува в зависимости от кавитационного запаса давления насосов турбонасосного агрегата, измерении параметров двигателя и определении их производных по времени. Изменение проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува, устанавливают по величине производной изменения давления и температуры на входе в двигатель. Изобретение обеспечивает повышение точности регулирования, а также сокращение непроизводительных энергетических затрат за счет снижения величины давления в баках ракеты. 1 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике и предназначена для формирования управляющих команд на средства регулирования секундного расхода компонентов топлива в процессе полета разгонного блока. Способ заключается в поддержании заданного соотношения секундных расходов компонентов топлива из баков на основании непрерывной информации с датчиков секундных расходов компонентов топлива. При этом определяют дискретную производную запаса топлива по времени по измерениям двух смежных измерительных точек дискретных датчиков уровней компонентов топлива в баках. Система включает в себя датчики секундных расходов компонентов топлива, установленные в магистралях подачи и передающие сигналы на счетно-решающее устройство, а оттуда - на органы регулирования. Система дополнительно содержит дискретные датчики уровней компонентов топлива, установленные в баках изделия. Имеются усилительно-преобразовательное устройство сигналов с дискретных датчиков, формирующее на своих выходах сигнал логической «1» в момент фиксации прохождения уровнем жидкости чувствительного элемента соответствующего датчика, и усилительно-преобразовательное устройство сигналов датчиков секундных расходов окислителя и горючего, преобразующее сигналы с датчиков в цифровой код, соответствующий измеренной величине объемных секундных расходов компонентов топлива. Датчики температур обоих компонентов топлива подключены к усилителю-преобразователю сигнала, формирующему температурную поправку к показаниям датчиков секундного расхода. Вычислительное устройство осуществляет обработку информации с усилительно-преобразовательных устройств и через блок управления формирует команду на дроссель регулирования соотношения секундных расходов компонентов топлива. Группа изобретений обеспечивает оптимальные параметры маршевого жидкостного ракетного двигателя и минимальных остатков топлива. Как следствие, уменьшаются вес собственно двигательной установки и увеличивется вес полезной нагрузки. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ регулирования основан на поддержании массовых расходов компонентов топлива через двигатели путем обеспечения заданных давлений на входах в блоки двигателей, при этом в процессе работы двигателей измеряют температуры газообразных компонентов топлива в магистралях их подвода к блокам двигателей и изменяют регулируемые давления в этих магистралях в соответствии с зависимостью

P_i=P₀(T_i/T₀ )^0.5,

где T_i - изменение текущей температуры газообразного компонента топлива;

P_i - регулируемое давление в магистрали;

Т₀, P₀ - значения температуры и давления компонента топлива в магистрали при которых осуществляется настройка двигателей на номинальные значения тяги и соотношения расходов компонентов при контрольно-технологических испытаниях. Рассмотрено устройство, реализующее способ, в состав которого входят баллоны 1 с заправочными горловинами 2 газообразных компонентов топлива (окислителя и горючего) двигателей, блоки двигателей 3, консервирующие пироклапаны 4, электроуправляемые клапаны 5, установленные в магистралях на выходах баллонов 1, редукторы давления 6 с изменяемой настройкой регулируемых давлений за счет изменения затяжки пружин 7 и посредством исполнительных органов система управления 8 - электроприводов 9. На выходах редукторов - в магистралях на входах в блок дросселей установлены чувствительные элементы СУ - датчики давлений 10 и температур 11 газообразных компонентов топлива. Изобретение обеспечивает точность поддержания основных параметров двигателей в пределах от 3% до 4,5%, соответственно, при максимальном и минимальном давлениях в баллонах. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы. Способ форсирования по тяге жидкостного ракетного двигателя, включающий газовую турбину, приводимую в действие паром одного из компонентов топлива, образованным в охлаждающем тракте камеры сгорания, основанный на увеличении температуры газа перед турбиной, при этом в поток пара перед подачей его на турбину впрыскивают дозированное количество другого компонента топлива и поджигают образовавшуюся топливную смесь. Жидкостный ракетный двигатель для реализации способа содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с охлаждаемым трактом камеры сгорания, согласно изобретению в трубопровод, соединяющий тракт охлаждения камеры и турбину, вмонтировано устройство, содержащее диффузор и форсунку. Устройство содержит воспламенитель и стабилизатор пламени. Изобретение обеспечивает расширение диапазона форсирования по тяге при одновременном увеличении мощности турбины. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). ЖРД содержит в своем составе камеру сгорания с размещенным на головке последней подшипником, имеющим подвижную и неподвижную сферические опорные поверхности для восприятия тяги и управления вектором тяги посредством качания двигателя, при этом радиус опорной сферической поверхности подшипника выбран из условия выполнения неравенства:

где l - допустимое поперечное смещение конструкции двигателя при его отклонении на угол относительно исходного положения; - требуемый максимальный угол поворота двигателя; - расчетный угол, определяемый как:

Н - конструктивная высота двигателя, определяемая как расстояние от плоскости среза сопла камеры до верхней точки сферической поверхности опорного узла;

R - радиус сферической поверхности опорного узла;

r - размер, характеризующий расположение критичного элемента конструкции камеры, с точки зрения обеспечения зазоров, от ее продольной оси. Изобретение обеспечивает уменьшить радиальное смещение критичных элементов двигателя при его отклонении. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ). Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки заключается в изменении проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува в зависимости от кавитационного запаса давления насосов турбонасосного агрегата, при этом дополнительно измеряют величину давлений компонентов топлива на выходе из насосов турбонасосного агрегата, определяют и фиксируют значение их приведенных напоров после выхода установки на режим, контролируют изменение величины приведенных напоров в процессе работы и при снижении значения приведенного напора насоса турбонасосного агрегата ниже зафиксированного устанавливают факт снижения кавитационного запаса давления ниже допустимого, после чего осуществляют увеличение проходного сечения регулирующего органа, увеличивая давление на входе в насос турбонасосного агрегата и обеспечивая потребный кавитационный запас давления насоса и безаварийный режим работы установки. Изобретение обеспечивает повышение точности регулирования ЖРДУ и работоспособности двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к эксплуатируемой преимущественно в условиях космического вакуума измерительной технике, предназначенной для определения расхода рабочего тела (ксенона), подаваемого из баков реактивных двигательных установок космических аппаратов. Измеряют рабочее давление P_вx(t) во входной магистрали источника плазмы 1 (тягового модуля /ТМ/, включающего в себя стационарный плазменный двигатель), определяют передаточную характеристику термодросселя 10 исполнительного устройства 5 системы стабилизации 4 тока разряда I_р источника плазмы, регулирующего подачу рабочего тела в источник плазмы, обеспечивающую номинальный режим работы, причем I_р=f(I_тд), где I _тд - ток термодросселя. В процессе работы источника плазмы измеряют текущие значения рабочего давления во входной магистрали и тока термодросселя. По зависимости

определяют текущее значение массового расхода рабочего тела в единицу времени. Изобретение повышает точность определения расхода. 2 ил.

Изобретение относится к клапану регулирования тяги со снижением коэффициента усиления, предназначенному для использования в ракетном двигателе. Клапан имеет корпус с впускным каналом текучей среды и узел поршня-цилиндра для регулирования выпуска текучей среды из клапана. Впускной канал текучей среды имеет, по крайней мере, один регулятор потока, выполненный в нем. По крайней мере, один регулятор потока имеет прямоугольную часть обеспечения улучшенной стабильности регулирования, Т-образную и щелевидную часть регулирования тяги в переходном стартовом режиме и часть фиксированного байпаса турбины, предназначенную для сопряжения с фиксатором. Фиксатор содержит, по меньшей мере, один канал текучей среды и обеспечивает воспроизводимое регулирование заданного фиксированного расхода байпасного потока. Изобретение обеспечивает регулирование тяги со снижением коэффициента усиления, устраняет колебания регулирующих воздействий. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для регулирования тяги и соотношения компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя. Проверочное испытание проводят не менее чем на трех режимах с разными значениями уровня тяги. На каждом режиме сначала устанавливают регулирующие устройства в положения, определяемые расчетным путем по математической модели двигателя, а затем поочередно перестраивают их в заранее выбранные положения и измеряют массовые секундные расходы компонентов топлива. Определяют коэффициенты передачи регулирующих устройств и их корректирующих воздействий, после чего настраивают двигатель на заданное значение уровня тяги и на одно и то же для всех режимов значение коэффициента К_M соотношения компонентов. Определяют их значение для каждого из режимов и устанавливают из зависимости от уровня тяги в виде полиномов, аппроксимирующие коэффициенты которых считают температурными константами, постоянными для двигателей данного типа. Регулирование параметров двигателя при штатной эксплуатации осуществляют путем одновременной перестройки регулирующих устройств в положения, вычисляемые по уравнениям их полиномиальных зависимостей от уровня тяги с учетом поправок на отклонение текущего значения коэффициента К_M от номинального значения, причем постоянными коэффициентами этих зависимостей являются индивидуальные константы двигателя, а текущие значения уровня тяги и коэффициента К_M, входящие в эти полиномиальные зависимости, корректируют на величину температурных поправок. Изобретение обеспечивает высокую степень регулирования тяги и соотношения компонентов при работе двигателя в широком диапазоне изменения режима с учетом фактических значений температур компонентов топлива. 4 ил., 1 табл.