способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки

Формула изобретения

Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной 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 допустимые значения кавитационного запаса давления, измеряют расходы и температуры компонентов топлива на входе и обороты вала турбонасосного агрегата, определяют и фиксируют значение кавитационного запаса давления, сравнивают его с допустимой для данного режима величиной, и при снижении кавитационного запаса ниже допустимого увеличивают проходное сечение, регулирующее расход газа наддува, вытесняющего компонент топлива в тракт подачи двигателя, при дальнейшем снижении кавитационного запаса давления изменяют проходное сечение регулирующего органа двигателя до режима, обеспечивающего потребную величину кавитационного запаса.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники 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 [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.

При применении известного способа величина кавитационного запаса не контролируется и не поддерживается, что не исключает снижение кавитационного запаса ниже допустимого и возникновения аварийной ситуации, связанной с возгоранием двигателя при кавитационном срыве насоса.

С целью исключения указанного недостатка выбирают расчетное значение давления в баках ракеты таким, чтобы обеспечить наличие достаточного резерва по давлению кавитационного срыва на всех режимах эксплуатации двигателя. Это приводит к неоправданным дополнительным энергетическим затратам, связанным с увеличением прочности и веса баков и газа наддува. Кроме того, наличие резерва давления в баках не исключает возникновения аварийной ситуации при различного рода неисправных состояниях системы питания и системы термостатирования, что приводит к потере работоспособности двигателя.

Задачей данного изобретения является исключение указанных недостатков, повышение энергетических характеристик за счет снижения величины давления в баках ракеты и обеспечение работоспособности двигателя при неисправностях системы питания и термостатирования.

Эта задача решается за счет того, что определяют допустимые значения кавитационного запаса давления, измеряют дополнительно расходы и температуры компонентов топлива на входе в двигатель и обороты вала турбонасосного агрегата, определяют и фиксируют значение кавитационного запаса давления, сравнивают его с допустимой для данного режима величиной и при снижении кавитационного запаса ниже допустимого увеличивают проходное сечение, регулирующее расход газа наддува, вытесняющего компонент топлива в тракт подачи двигателя, при дальнейшем снижении кавитационного запаса давления изменяют проходное сечение регулирующего органа двигателя до режима, обеспечивающего потребную величину кавитационного запаса.

Положительный эффект при использовании предлагаемого способа достигается тем, что компенсируют недопустимое снижение давления в баках или повышение температуры топлива, а при предельном расходе газа наддува и снижении кавитационного запаса двигатель переводят на режим, при котором его работоспособность сохраняется.

Сущность предлагаемого способа заключается в следующей последовательности операций.

После выхода двигателя на режим главной ступени тяги постоянно измеряют давления, температуры и расходы компонентов топлива на входе в двигатель и обороты вала турбонасосного агрегата (ТНА). По зависимости (1) определяют значение кавитационного запаса давления:



где P_кав- кавитационный запас;

Р_вх.изм. - измеренное значение давления на входе в двигатель;

относительная величина критического кавитационного запаса, соответствующего началу кавитационного срыва насоса по срывной кавитационной характеристике, полученной при модельных проливках;

n_изм. - измеренное значение числа оборотов вала турбонасосного агрегата;

- плотность топлива;

Р - давление пара в кавитационной каверне;

С_вх - скорость потока на входе в насос.

Для каждого момента времени сравнивают полученное значение кавитационного запаса давления с допустимой величиной. Допустимое значение кавитационного запаса давления определяется исходя из погрешностей определения величин, входящих в формулу (1).

При снижении величины кавитационного запаса ниже допустимой величины увеличивают проходное сечение регулирующего органа наддува газа, повышая, таким образом, расход наддува, давление в баке, на входе в двигатель и кавитационный запас давления. При полном раскрытии проходного сечения регулирующего органа наддува газа и при дальнейшем снижении кавитационного запаса давления изменяют проходное сечение регулирующего органа двигателя, переводя двигатель на режим, при котором давление, соответствующее началу кавитационного срыва насоса, снижается, и кавитационный запас двигателя возрастает.

Величина изменения режима и его знак будут зависеть от режима работы двигателя и вида кавитационной характеристики насоса, которая описывается зависимостью (2)



где Q - объем расхода через насос;

а₀, а₁, а₂ - коэффициенты аппроксимации кавитационной характеристики.

При работе на восходящей ветви кавитационной характеристики по режиму Q/n изменение режима работы ведут в сторону дросселирования, т.е. уменьшения проходного сечения регулирующего органа газогенератора, обеспечивая, таким образом, снижение интенсивности кавитационных образований на входе насоса и обеспечивая работоспособность двигателя.

Применение способа позволяет таким образом снизить величину давления в баках за счет резерва и обеспечить работоспособность двигателя при неисправности системы питания.

Реализация предлагаемого способа поясняется чертежом, где изображается устройство для его осуществления. В процессе полета ракеты осуществляется изменение параметров ЖРД 1 с помощью измерительных устройств 2 и 5. Измерительное устройство 2 обеспечивает измерение давлений и температур окислителя и горючего на входе в двигатель (Р_овх, Р_гвх, Т_овх, Т_гвх), оборотов вала ТНА (n). Измеренные параметры передаются в вычислительное устройство 3 для вычисления кавитационных запасов давлений по линий окислителя и горючего (Р_кав). В корректирующем устройстве 4 осуществляется сравнение полученных значений Р_кав с допустимым значением P^доп_кав. В случае Р_кав > Р_кав ^доп корректирующее устройство передает на привод регулирующего органа двигателя 7 командные воздействия от внешнего контура системы управления ракетой, которые вырабатываются в измерительном устройстве 5. В случае снижения кавитационного запаса давления ниже допустимой величины по линии окислителя (P_каво< P^доп_каво) корректирующее устройство 4 осуществляет командное воздействие на привод регулятора наддува 9 бака окислителя 10, увеличивая проходное сечение и расход газа из баллона 6. В случае снижения кавитационного запаса по линии горючего P_кавг< P^доп_каво) корректирующее устройство 4 увеличивает проходное сечение регулятора наддува 8, увеличивая расход газа в бак горючего 11.

Если проходное сечение регулирующих органов 8 или 9 открыто полностью и по результатам измерений в корректирующем устройстве 4 продолжается фиксация неравенства P_кав< P^доп_кав, то корректирующее устройство 4 осуществляет командное воздействие на привод регулирующего органа двигателя 7, переводя двигатель на режим, при котором соблюдаются условия P_кав P^доп_кав.

Источники информации

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

[2]. А.И.Бабкин, С.В.Белов, Н.Б.Рутковский, Е.В.Соловьев. "Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками". М. , "Машиностроение", 1986 г., стр. 25.