Бифункциональная система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя со вдувом в сопло турбинного газа

• Veröffentlicht in: Техническая механика
• Datum: 2016
• ISSN: 1561-9184
• 1. Verfasser: Коваленко, Т.А.
• Format: Artikel
• Sprache: Russisch
• Veröffentlicht: Інститут технічної механіки НАН України і НКА України 2016
• Online Zugang: https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141084
• Назва журналу: Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
• Zitieren: Бифункциональная система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя со вдувом в сопло турбинного газа / Т.А. Коваленко // Техническая механика. — 2016. — № 3. — С. 77-86. — Бібліогр.: 10 назв. — рос.

Сообщаются результаты исследования бифункциональной системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя, основанной на совместном использовании механической (качание двигателя) и газодинамической (вдув турбинного газа в сопло) систем управления. Исследуются различные варианты системы управления, расширяющие диапазон управления, повышающие надежность работы системы и уменьшающие энергозатраты на управление полетом космической ступени ракеты. Рассмотрены физические модели процессов в сопле при вдуве турбинного газа и предложены расчетные соотношения для определения характеристик возмущения потока в нем. Повідомляються результати дослідження біфункціональної системи управління вектором тяги рідинного ракетного двигуна, заснованої на спільному використанні механічної (хитання двигуна) і газодинамічної (вдув турбінного газу в сопло) систем управління. Досліджуються різні варіанти системи управління, що розширюють діапазон управління, підвищують надійність роботи системи й зменшують енерговитрати на управління польотом космічного ступеню ракети. Розглянуто фізичні моделі процесів у соплі при вдуві турбінного газу й запропоновано розрахункові співвідношення для визначення характеристик збурювання потоку в ньому. We report the results of the study bifunctional thrust vector control system liquid rocket engine based on the combined use of mechanical (engine swing) and gas-dynamic (blowing the gas turbine to the nozzle) control systems. Various options for the control system, expanding the range of control, increase system reliability and reduce energy consumption for space flight control stage of the rocket. The physical model of the processes in the nozzle when blowing gas turbine and the proposed settlement ratio for determining the characteristics of the flow disturbance in it.