способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки

Формула изобретения

Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки, заключающийся в вытеснении топлива из бака газом наддува, измерении давления по тракту подачи топлива в двигатель и изменении проходного сечения регулирующего органа, отличающийся тем, что дополнительно определяют частоту и амплитуду колебаний давления на входе в двигатель и в случае их развития увеличивают проходное сечение, регулирующее расход газа наддува, вытесняющего топливо в тракт подачи двигателя, а при дальнейшем развитии колебаний изменяют проходное сечение регулирующего органа двигателя в сторону установления режима работы, обеспечивающего затухание автоколебаний.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к технической кибернетике и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ) с помощью вычислительных устройств.

Известен способ управления ЖРДУ с использованием ЭВМ [1]. Также известен способ регулирования режима работы ЖРДУ, заключающийся в вытеснении топлива из бака газом наддува, измерении давления по тракту подачи топлива в двигатель, изменении проходного сечения регулирующего органа в зависимости от величины измеренного давления на входе [2], наиболее близкий к предлагаемому. Регулирование ЖРДУ по известному способу ограничивает скорость увеличения проходного сечения регулирующего органа для исключения падения давления на входе в двигатель при его форсировании по сигналу от системы управления ракеты.

В процессе эксплуатации ракеты в результате взаимодействия системы питания и двигателя при определенных условиях возникают продольные или кавитационные автоколебания, которые могут привести к разрушению ракеты и невыполнению задачи полета.

Применение известного способа не решает задачу обеспечения устойчивой работы ЖРДУ.

Положительный эффект при использовании предлагаемого способа достигается тем, что задача повышения устойчивости двигателя к продольным или кавитационным автоколебаниям решается за счет того, что в способе регулирования режима работы ЖРДУ, заключающемся в вытеснении топлива из бака газом наддува, измерении давления по тракту подачи топлива в двигатель, изменении проходного сечения регулирующего органа, дополнительно анализируют частоту и амплитуду колебаний давления на входе в двигатель и в случае развития (увеличения амплитуды) колебаний увеличивают проходное сечение, регулирующее расход газа наддува, вытесняющего топливо в тракт подачи двигателя, а при дальнейшем развитии колебаний изменяют проходное сечение регулирующего органа двигателя в сторону установления режима работы, обеспечивающего затухание автоколебаний.

Изменение величины расхода газа наддува и давления на входе в двигатель приводит к изменению объема кавитационных каверн на входе в насос, что изменяет частоту низкочастотных колебаний. Поэтому при возникновении автоколебаний в контуре "система питания - двигатель" повышение давления на входе способствует затуханию амплитуды колебаний и повышению устойчивости системы.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где представлена функциональная схема устройства, осуществляющая способ.

Сущность предлагаемого способа заключается в следующей последовательности операций.

В процессе полета постоянно измеряют давление компонентов топлива на входе в двигатель. По измеренным давлениям вычисляются частота и амплитуда колебаний за предшествующий интервал времени и определяется изменение амплитуды колебаний на характерной частоте по времени полета. При развитии колебаний и превышении амплитуды их выше заданного значения увеличивают проходное сечение регулирующего органа газа наддува, увеличивая таким образом расход газа наддува, вытесняющего компонент топлива в тракт подачи двигателя, давление в тракте подачи и на входе в двигатель, что снижает объем кавитационных образований в насосе, повышает собственную частоту низкочастотных колебаний двигателя и снижает амплитуду колебаний на характерной частоте системы в целом. При полном раскрытии регулирующего органа наддува газа и дальнейшем увеличении амплитуды колебаний на характерной частоте системы изменяют проходное сечение регулирующего органа, обеспечивающего поддержание и регулирование заданного режима работы двигателя, переводя двигатель на режим, обеспечивающий затухание автоколебаний системы.

Реализация способа осуществляется следующим образом. В процессе полета ракеты осуществляется измерение параметров ЖРД 1 с помощью измерительных устройств 2 и 5. Измерительное устройство 2 обеспечивает измерение давлений окислителя и горючего на входе в двигатель. Измеренные параметры передаются в вычислительное устройство 3 для вычисления характерной частоты и амплитуды колебаний давлений по линии окислителя и горючего и изменение амплитуды по времени полета. В корректирующем устройстве 4 осуществляется сравнение вычисленной амплитуды с допустимым значением. В случае, если величина амплитуды колебаний не превышает допустимой величины, корректирующее устройство 4 передает командное воздействие на перевод регулирующего органа двигателя 7 от внешнего контура системы управления ракеты.

В случае превышения амплитуды колебаний допустимого значения и увеличения амплитуды во времени (развитие колебаний) корректирующее устройство 4 дополнительно формирует командное воздействие на привод регулятора наддува газа бака окислителя 10 и регулятора наддува 8 бака горючего 11, увеличивая расход газа из баллона 6, в зависимости от того по какому компоненту наблюдается развитие колебаний. Если проходное сечение регулирующего органа 8 или 9 открыто полностью, а в корректирующем устройстве 4 продолжается фиксация развития колебаний, то корректирующее устройство осуществляет командное воздействие на регулирующее устройство двигателя 7, переводя ЖРД на режим, обеспечивающий затухание колебаний системы.

Источники информации

1. Б.Ф.Гликман. Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989 г., стр. 272.

2. А.И.Бабкин, С.В.Соловьев, Н.Б.Рутовский, Е.В.Соловьев. Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками. М.: Машиностроение, 1986 г., стр. 25.