О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон»

Сообщаются результаты исследования вариантов бифункциональной системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя. Исследования проведены с целью управления полетом перспективной космической ступени ракеты-носителя (типа «Циклон») при возникновении большой массовой асимметрии. Рассмотре...

Ausführliche Beschreibung

Gespeichert in:

Bibliographische Detailangaben
Datum:	2016
Hauptverfasser:	Сироткина, Н.П., Коваленко, Н.Д., Игнатьев, А.Д.
Format:	Artikel
Sprache:	Russian
Veröffentlicht:	Інститут технічної механіки НАН України і НКА України 2016
Schriftenreihe:	Техническая механика
Online Zugang:	https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141092
Tags:	Tag hinzufügen Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!
Назва журналу:	Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
Zitieren:	О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон» / Н.П. Сироткина, Н.Д. Коваленко, А.Д. Игнатьев // Техническая механика. — 2016. — № 4. — С. 14-23. — Бібліогр.: 13 назв. — рос.

Institution

Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine

id	nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-141092
record_format	dspace
spelling	nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-1410922025-02-10T00:41:02Z О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон» Сироткина, Н.П. Коваленко, Н.Д. Игнатьев, А.Д. Сообщаются результаты исследования вариантов бифункциональной системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя. Исследования проведены с целью управления полетом перспективной космической ступени ракеты-носителя (типа «Циклон») при возникновении большой массовой асимметрии. Рассмотрена система управления с использованием управляющих выхлопных сопел турбины (обеспечивающих управление и стабилизацию полета ступени) и газодинамических систем управления вектором тяги (обеспечивающих экономичное парирование продолжительных возмущающих факторов). Рассмотрены конструктивно-компоновочные схемы и физические особенности процессов создания управляющих усилий, алгоритмы управления вектором тяги двигателя. Показано, что применение бифункциональных систем управления вектором тяги позволяет существенно расширить диапазон его регулирования при сохранении высоких динамических качеств системы управления полетом ступени и ее энергомассовых и габаритных характеристик. Повідомляються результати дослідження варіантів біфункціональної системи управління вектором тяги рідинного ракетного двигуна. Дослідження проведені з метою управління польотом перспективної космічної ступені ракети-носія (типу «Циклон») при виникненні великої масової асиметрії. Розглянуто систему управління з використанням керуючих вихлопних сопел турбіни (які забезпечують управління і стабілізацію польоту ступені) і газодинамічних систем управління вектором тяги (що забезпечують економічне парирування тривалих обурюючих факторів). Розглянуто конструктивно-компонувальні схеми і фізичні особливості процесів створення керуючих зусиль, алгоритми управління вектором тяги двигуна. Показано, що застосування біфункціональних систем управління вектором тяги дозволяє істотно розширити діапазон його регулювання при збереженні високих динамічних якостей системи управління польотом ступені і її енергомасових і габаритних характеристик. The results of studies of bifunctional system versions for the thrust-vector control system of a liquid rocket engine are reported. Studies have been focused on the flight control of an advanced space stage of a launch vehicle (the Cyclone-type) at high mass asymmetry. The control system with the control exhaust nozzles of the turbine (for controlling and stabilizing the stage flight) and gas dynamic systems of the thrust-vector control (for economical compensating the long-term disturbing factors) has been considered. Structural arrangements and general-arrangement diagrams as well as the special physical features of creation of the control forces, the algorithms of the engine thrust-vector control have been examined. It was shown that the bifunctional systems of the thrustvector control can significantly enhance the range of its control in saving the high dynamic qualities of the stage flight control system and its power-mass and overall dimensional characteristics. 2016 Article О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон» / Н.П. Сироткина, Н.Д. Коваленко, А.Д. Игнатьев // Техническая механика. — 2016. — № 4. — С. 14-23. — Бібліогр.: 13 назв. — рос. 1561-9184 https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141092 629.78.533.6.013:621.45 ru Техническая механика application/pdf Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
institution	Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
collection	DSpace DC
language	Russian
description	Сообщаются результаты исследования вариантов бифункциональной системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя. Исследования проведены с целью управления полетом перспективной космической ступени ракеты-носителя (типа «Циклон») при возникновении большой массовой асимметрии. Рассмотрена система управления с использованием управляющих выхлопных сопел турбины (обеспечивающих управление и стабилизацию полета ступени) и газодинамических систем управления вектором тяги (обеспечивающих экономичное парирование продолжительных возмущающих факторов). Рассмотрены конструктивно-компоновочные схемы и физические особенности процессов создания управляющих усилий, алгоритмы управления вектором тяги двигателя. Показано, что применение бифункциональных систем управления вектором тяги позволяет существенно расширить диапазон его регулирования при сохранении высоких динамических качеств системы управления полетом ступени и ее энергомассовых и габаритных характеристик.
format	Article
author	Сироткина, Н.П. Коваленко, Н.Д. Игнатьев, А.Д.
spellingShingle	Сироткина, Н.П. Коваленко, Н.Д. Игнатьев, А.Д. О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон» Техническая механика
author_facet	Сироткина, Н.П. Коваленко, Н.Д. Игнатьев, А.Д.
author_sort	Сироткина, Н.П.
title	О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон»
title_short	О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон»
title_full	О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон»
title_fullStr	О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон»
title_full_unstemmed	О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон»
title_sort	о модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «циклон»
publisher	Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
publishDate	2016
url	https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/141092
citation_txt	О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон» / Н.П. Сироткина, Н.Д. Коваленко, А.Д. Игнатьев // Техническая механика. — 2016. — № 4. — С. 14-23. — Бібліогр.: 13 назв. — рос.
series	Техническая механика
work_keys_str_mv	AT sirotkinanp omodifikaciâhperspektivnoisistemyupravleniâvektoromtâgidvigatelâtretʹeistupeniraketynositelâtipaciklon AT kovalenkond omodifikaciâhperspektivnoisistemyupravleniâvektoromtâgidvigatelâtretʹeistupeniraketynositelâtipaciklon AT ignatʹevad omodifikaciâhperspektivnoisistemyupravleniâvektoromtâgidvigatelâtretʹeistupeniraketynositelâtipaciklon
first_indexed	2025-12-02T06:18:33Z
last_indexed	2025-12-02T06:18:33Z
_version_	1850376258396880896
fulltext	14 УДК 629.78.533.6.013:621.45 Н. П. СИРОТКИНА, Н. Д. КОВАЛЕНКО, А. Д. ИГНАТЬЕВ О МОДИФИКАЦИЯХ ПЕРСПЕКТИВНОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЯ ТРЕТЬЕЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ТИПА «ЦИКЛОН» Институт технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины, ул. Лешко-Попеля, 15, 49005? Днепр, Украина; e-mail: kovnd@ukr.net Сообщаются результаты исследования вариантов бифункциональной системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя. Исследования проведены с целью управления полетом перспек- тивной космической ступени ракеты-носителя (типа «Циклон») при возникновении большой массовой асимметрии. Рассмотрена система управления с использованием управляющих выхлопных сопел турбины (обеспечивающих управление и стабилизацию полета ступени) и газодинамических систем управления вектором тяги (обеспечивающих экономичное парирование продолжительных возмущающих факторов). Рассмотрены конструктивно-компоновочные схемы и физические особенности процессов создания управ- ляющих усилий, алгоритмы управления вектором тяги двигателя. Показано, что применение бифункцио- нальных систем управления вектором тяги позволяет существенно расширить диапазон его регулирования при сохранении высоких динамических качеств системы управления полетом ступени и ее энергомассо- вых и габаритных характеристик. Повідомляються результати дослідження варіантів біфункціональної системи управління вектором тяги рідинного ракетного двигуна. Дослідження проведені з метою управління польотом перспективної космічної ступені ракети-носія (типу «Циклон») при виникненні великої масової асиметрії. Розглянуто систему управління з використанням керуючих вихлопних сопел турбіни (які забезпечують управління і стабілізацію польоту ступені) і газодинамічних систем управління вектором тяги (що забезпечують еко- номічне парирування тривалих обурюючих факторів). Розглянуто конструктивно-компонувальні схеми і фізичні особливості процесів створення керуючих зусиль, алгоритми управління вектором тяги двигуна. Показано, що застосування біфункціональних систем управління вектором тяги дозволяє істотно розши- рити діапазон його регулювання при збереженні високих динамічних якостей системи управління польо- том ступені і її енергомасових і габаритних характеристик. The results of studies of bifunctional system versions for the thrust-vector control system of a liquid rocket engine are reported. Studies have been focused on the flight control of an advanced space stage of a launch vehi- cle (the Cyclone-type) at high mass asymmetry. The control system with the control exhaust nozzles of the turbine (for controlling and stabilizing the stage flight) and gas dynamic systems of the thrust-vector control (for eco- nomical compensating the long-term disturbing factors) has been considered. Structural arrangements and gen- eral-arrangement diagrams as well as the special physical features of creation of the control forces, the algorithms of the engine thrust-vector control have been examined. It was shown that the bifunctional systems of the thrust- vector control can significantly enhance the range of its control in saving the high dynamic qualities of the stage flight control system and its power-mass and overall dimensional characteristics. Ключевые слова: совместное использование; системы управления век- тором тяги; диапазон регулирования; управляющие выхлопные сопла. Введение. Большинство современных и перспективных верхних ступе- ней ракет-носителей должны выводить на околоземные орбиты в разные точ- ки пространства несколько космических аппаратов разной массы. При после- довательной разгрузке космической ступени от объектов разных масс возни- кает ее массовая асимметрия, поэтому на отдельных участках полета на сту- пень будут действовать дополнительные детерминированные возмущающие моменты, величина которых может в несколько раз превышать допустимые максимальные возмущающие моменты. При этом массово-центровочные ха- рактеристики и динамические качества этих ступеней как объектов управле- ния могут изменяться в широком диапазоне в течение времени полета. Кос- мические ступени ракеты-носителя в большинстве случаев имеют большой диаметр и малую длину и, как объекты управления, характеризуются собст- венной динамической и структурной неустойчивостью, в связи с чем сущест-  Н. П. Сироткина, Н. Д. Коваленко, А. Д. Игнатьев, 2016 Техн. механика. – 2016. – № 4. 15 венно возрастают требования к быстродействию исполнительных органов системы управления (ИОСУ), к точности величины и времени действия управляющих усилий [1 – 3]. Для обеспечения управляемости такой ступени необходим расширенный диапазон регулирования вектора тяги (ВТ), что приводит к дополнительным затратам энергетики двигателя на управление полетом ступени ракеты, мощ- ности приводов регуляторов ВТ, усложнению алгоритма функционирования системы управления. Известные способы регулирования ВТ двигателя стано- вятся неспособными с достаточной надежностью выполнять дополнительные функциональные задачи [3 – 6]. В результате проектно-поисковых исследований предложено [7 – 10] сово- купное (совместное) использование двух типов (механической и газодинамиче- ской) систем управления вектором тяги (СУВТ) с рациональным распределе- нием функциональных задач. В опубликованных работах [5, 11, 12] и в на- стоящей статье такие системы названы бифункциональными системами управ- ления вектором тяги (БФСУВТ) двигателя. 1 Постановка задачи. В статье ставится задача о необходимости выбора рациональной совокупности двух типов СУВТ, оптимальных параметров и режимов работы при работе их в составе БФСУВТ двигателя как ИОСУ дви- жением ступени. 2 Методология исследований. Выполнен сравнительный анализ трех альтернативных вариантов БФСУВТ в составе космической ступени некото- рой гипотетической ракеты-носителя ГРН-XXI, описанной в работах [2, 4, 5]. Ее конструктивно-компоновочная схема, габаритно-массовые характеристи- ки и назначение аналогичны третьей ступени ракеты «Циклон-4М», содер- жащей двигательную установку (ДУ) типа применяемой на ракете «Циклон- 3», именуемой далее ГРН-XXIМ. На начальном этапе полета ступень ГРН-XXIМ включает (рис. 1): блок полезного груза (1) (платформу с последовательно отделяемыми грузами разной массы), приборный отсек (2) системы контроля и управления полетом Рис. 1 16 ступени, конусообразный (3) и торовый (4) топливные баки, однокамерный жидкостной ракетный двигатель (5) с турбонасосным агрегатом (6) подачи топлива в камеру сгорания с турбиной активного типа, выхлопные сопла (7), снабженные газораспределителями с приводами (8), которые служат ИОСУ полетом ступени, обеспечивают создание управляющих усилий в плоскостях тангажа, рыскания и крена. Двигатель содержит сверхзвуковое сопло (9) большой степени расшире- ния, нижняя часть которого, с целью обеспечения его работоспособности, соединена сегментами с нижним фланцем тороидального бака ДУ. В процес- се полета ступени комплектующие полезного груза (постепенно по заданной программе) отделяются от ступени. Будем считать, что отделение полезного груза происходит при неработающем маршевом двигателе. После отделения полезного груза платформа освобождается для работы тормозного двигателя (10) [13]. При каждом следующем включении маршевого двигателя, после отделе- ния полезного груза (рис. 1), ступень характеризуется измененными по срав- нению с предыдущим включением массовой асимметрией и осевым смеще- нием центра масс вследствие отделения части полезного груза и выработки компонентов топлива. Таким образом, на управляемый полет ступени на раз- ных участках полета ступени действует разная совокупность случайных и детерминированных возмущающих факторов. Случайные составляющие из- меняются в узком диапазоне, их изменения обусловлены изменениями коор- динаты центра масс и инерционных характеристик ступени. Детерминиро- ванная составляющая изменяется в широком диапазоне, в несколько раз пре- вышающем максимальную суммарную составляющую от действия случай- ных факторов. Система управляющих выхлопных сопел обеспечивает высокие динами- ческие качества и экономичность управления полетом ступени в узком диа- пазоне регулирования ВТ [6]. Однако для парирования детерминированных возмущающих моментов требуются более чем в два раза большие управ- ляющие усилия [4], для создания которых требуется более чем в два раза увеличить расход низкотемпературного генераторного выхлопного газа тур- бины. Это неизбежно повлечет резкое снижение удельного импульса тяги и увеличение топлива, необходимого для управления полетом ступени. Парирование возмущающих факторов, включающих большие продолжи- тельные детерминированные составляющие, возможно при использовании ИОСУ, основанных на качании двигателя (или камеры сгорания), установ- ленного в карданном подвесе. Однако из-за большой инерционности этого ИОСУ резко снижаются динамические качества системы управления. Кроме того, процесс стабилизации полета космической ступени будет происходить при разных «нулевых» положениях ИОСУ, при этом характеристики их ре- жимов стабилизации могут существенно отличаться от первоначальных. Вы- полненные исследования [2, 5] показали, что обусловленные этим потери энергетики двигателя и изменения динамических характеристик режимов стабилизации могут оказаться не только нежелательными, но и неприемле- мыми. 3 Результаты исследований. Ниже сообщаются результаты исследова- ний по выбору оптимальной совокупности двух известных СУВТ; рассмот- 17 рены динамические, энергомассовые и эксплуатационные характеристики известных СУВТ при автономном их использовании и в составе БФСУВТ. Вполне очевидно, что механическая СУВТ (МСУВТ), основанная на ка- чании двигателя, неприемлема при использовании выхлопных управляющих сопел. Использование СУВТ, основанной на механическом отклонении авто- номно от камеры двигателя, вполне приемлемо при создании новых ступеней ракет, в котором они решают задачи компенсации возмущений от массовой асимметрии ступени. Однако при этом ухудшаются габаритно- компоновочные характеристики ступени ракеты. Известные газодинамические системы управления ВТ (ГСУВТ) камеры двигателя путем несимметричной инжекции в сверхзвуковую часть сопла компонентов топлива или продуктов их сгорания [3 – 6] обладают высокими динамическими качествами и габаритно-массовыми характеристиками. Од- нако для создания больших управляющих усилий требуются большие расхо- ды топлива на вторичную инжекцию и при продолжительном действии воз- мущающего момента необходимые запасы топлива на управление становятся недопустимо большими. ГСУВТ, основанные на использовании крупногабаритных интерцепторов с впрыском через них одного из компонентов топлива, могут создать боль- шие управляющие усилия, кратковременные или продолжительные с прием- лемыми энергетическими затратами. Эти мощные ГСУВТ целесообразно ис- пользовать для парирования дискретных больших возмущающих факторов. На основании результатов выполненного анализа для дальнейшей разра- ботки БФСУВТ описанной выше ступени ракеты ГРН-XXIМ рассматривают- ся следующие варианты совокупностей систем управления. Механическая СУВТ (система управляющих реактивных сопел, работающих на выхлопном газе турбины штатной системы подачи топлива в камеру сгорания) совокуп- но с: 1 – газодинамической СУВТ, основанной на выдвижении в сопло круп- ногабаритного интерцептора; 2 – газодинамической СУВТ, основанной на выдвижении в сопло интерцептора оптимальных размеров с впрыском через него окислительного компонента топлива. В настоящее время разработаны научно-технические основы и накоплен большой опыт по проектированию, отработке и использованию ряда моди- фикаций систем управляющих выхлопных сопел турбины. Применяются сис- темы с поворотными (качающимися) и неподвижными выхлопными управ- ляющими соплами. Не вдаваясь в детали научно-технической базы по этому кругу задач, для предлагаемой БФСУВТ принята система неподвижных управляющих выхлопных сопел, применяемая в двигателе третьей ступени РН «Циклон-3». Принципиальная схема БФСУВТ с управляющими выхлопными соплами и крупногабаритной интерцепторной ГСУВТ показана на рисунке 2. Основ- ной вклад в создание управляющего усилия вносит интерцептор, жидкий компонент топлива подается в сопло для тепловой защиты интерцептора. Усилия, требуемые для управления и стабилизации полета ступени без массовой асимметрии, создаются расходом выхлопного газа, поступающего из выхлопного коллектора турбины в два газовода, и газораспределителями, каждый из которых снабжен приводом, направляющим газ требуемыми пор- циями в два диаметрально противоположных сопла в соответствии с коман- дами СУ полетом ступени ракеты. 18 При одинаковой загрузке каналов «тангаж» и «рыскание» максимальный расход газа через каждое управляющее сопло тmaxсупр 5,0 mm   (одно из двух диаметрально противоположных) равен половине расхода газа турбины Рис. 2 тm и регулируется газораспределителем от максимального значения до нуля; при нулевом положении заслонки газораспределителя 0гр  выхлопной газ распределяется равномерно во все сопла   ;5,00 тгрсупр mfm   трысксупр тангсупр mmm   , где рысксупр тангсупр ,mm  – расход газа через управляющее сопло по каналу «тангаж» и «рыскание» соответственно. Величина реактивной тяги сопла, создающего управляющее усилие  упрP , зависит от расхода газа через сопло супр.m , энергосодержания вы- хлопного газа (характеризуемого импульсом давления газавыхлрI ), эффектив- ности его использования в сопле (характеризуемой коэффициентом тяги со- пла лар.выхл.сопK ) и угла отклонения оси выхлопного сопла от оси камеры двигателя свыхл. с.выхл.лар.выхл.сопгазавыхлрсупр.упр cosKImP  . 19 Формирование больших управляющих усилий в ГСУВТ обеспечивается введением в сверхзвуковой поток интерцептора цилиндрической или другой формы. На обтекаемой поверхности образуется развитая область возмущен- ного течения, которая ограничивается криволинейной ударной волной 1 (ска- чок уплотнения), которая пересекается с поверхностью сопла по кривой, близкой к параболе, в результате чего в сверхзвуковом потоке формируются скачки уплотнения (рис. 3, а)). Рис. 3 На рисунке 3 изображены управляющие силы, создаваемые в сопле ка- меры РД газодинамической СУВТ и приняты следующие обозначения: а) – возмущения давления вдоль оси сопла, б) – эпюра элементарных боковых сил вдоль оси сопла; 1 – скачок уплотнения; ЦМ – центр масс ЛА; цмL – расстоя- ние линии действия бокового усилия и смещения осевых сил впрыска от цен- тра масс изделия; cL – длина сверхзвуковой части сопла; инl – расстояние от интерцептора до выходного сечения сопла; x цм PZ – расстояние от оси сопла до места выдвижения интерцептора; p – возмущения давления; xупрP – осевая неуравновешенная сила, параллельная продольной оси камеры; zупрP – боко- вая неуравновешенная сила, перпендикулярная продольной оси камеры дви- гателя; всD , всθ – диаметр и угол конусности в выходном сечении сопла. Максимальные возмущения давления на поверхности сопла возникают в области препятствия   ,рр-рp  где р и р – давления в возмущенном и невозмущенном потоке на обтекаемой поверхности. Они весьма неравно- мерны как вдоль поверхности сопла, так и в поперечных сечениях; с прибли- жением к срезу сопла эпюры возмущения давления сглаживаются (рис. 3, б)). 20 Управляющие усилия по осям X и Z определяются как интеграл возму- щенного давления по всей поверхности сопла в виде двух составляющих: бо- ковой – zупрP – перпендикулярной продольной оси камеры двигателя, и осе- вой – xупрP – параллельной продольной оси камеры (рис. 3, а)), смещенной от оси сопла (на половину диаметра сопла) в месте выдвижения интерцепто- ра  dzdxP S   p-pzупр ,  dydxP S   p-p xупр . Координаты точки приложения боковых и осевых сил определяются ин- тегрированием элементарных боковых сил вдоль оси сопла по координатам X и Z, заданным уравнением  zxf ,y          x zx z i dxdzdxdzxX 0 00 0 Р ppp-p xупр ,         x zx z i dxdzdxdzzZ 0 00 0 Р ppp-p zупр . Эпюра элементарных сил вдоль оси сопла имеет четко выраженный мак- симум в районе интерцептора. И в первом приближении, достаточном для проектных расчетов в задачах по управлению летательного аппарата, линию действия управляющего усилия можно принять проходящей через точку, где выдвигается интерцептор. Для рассматриваемого летательного аппарата (большой мидель и малая длина) при газодинамическом регулировании ВТ управляющий момент фор- мируется указанными боковыми и осевыми силами. Согласно рисунку 3, а), имеем x м.ц. xупрм.цzупрупр PZPLРМ  . При практических расчетах удобно пользоваться равнодействующей бо- ковых и осевых сил, расположив ее в плоскости среза сопла          м.ц. Р м.ц. zупр xупр м.ц. P ц.м. упрzупр xz 1 L Z Р P L X РР , при этом координаты линии действия управляющего усилия удобно предста- вить в зависимости от формулярных габаритных параметров двигателя син P ц.м. 8,0X z Ll ;  всcинвс P ц.м. θtg5,0Z x LlD  , где cинин Lll  – относительное расстояние отверстий впрыска от выходного сечения сопла; zP ц.м.X – координата точки приложения боковой силы. Величина боковых и осевых сил при введении в сверхзвуковой поток ин- терцептора в наибольшей мере зависит от степени загромождения попереч- ного сечения сопла интерцептором. В первом приближении на основании 21 обобщения экспериментальных данных эти зависимости можно принять ли- нейными и аппроксимировать уравнениями вида ,/ККР/ cининининдвкупрупр FFFРР  yx P22,0P  , где упрР – управляющая сила; двкР – тяга двигателя; инК – эксперименталь- но полученный коэффициент [6], который находится в диапазоне от 0,9 до 0,95 и зависит от формы интерцептора и места установки его по длине сопла; инF – степень загромождения интерцептором поперечного сечения сопла камеры; инF , сF – соответственно площадь поперечного сечения интерцеп- тора и площадь поперечного сечения сопла в месте ввода интерцепто- ра; yx P,P – проекции осевой и боковой силы на оси. Для обеспечения работоспособности интерцептора создается тепловая защита его рабочих поверхностей. В рабочем положении интерцептора (вы- двинут в сверхзвуковой поток) производится впрыск через него жидкого компонента через струйные форсунки, выполненные в теле интерцептора под некоторым углом навстречу набегающему потоку таким образом, чтобы рас- пыленная жидкость омывала боковые и торцевые рабочие части поверхно- сти. В закрытом (нерабочем) состоянии интерцептор утоплен заподлицо с обтекаемой поверхностью сопла в свой корпус, выполненный на наружной поверхности сопла. В этом положении по каналам интерцептора подается в сопло некоторый расход компонента топлива, который в режиме испарения защищает торцевую поверхность рабочей части интерцептора от перегрева. Впрыскиваемая через интерцептор жидкость создает некоторую добавку осе- вой тяги (величина которой мала и ею можно пренебречь) и некоторую боко- вую силу, которую следует учитывать как составную часть управляющего усилия. Интерцептор может быть выполнен двухпозиционным или плавно вы- двигаемым в сверхзвуковой поток на требуемую глубину, для этих целей он может быть снабжен соответствующим приводом, соединенным с системой управления полетом ступени. Описанная выше газодинамическая СУВТ с интерцептором может обес- печить полное выполнение требований по управляемости ступени в составе БФСУВТ при минимальных затратах топлива на управление ступенью (ох- лаждение рабочей части интерцептора). Вместе с тем, она имеет большие габариты интерцептора, более мощные приводы и, как следствие, большую массу конструкции интерцепторного узла. Выполненные проектно-конструкторские проработки и исследования по- казали, что в зависимости от энергомассовых эквивалентов ступени ракеты кт dmdm , а также от относительной среднетраекторной загрузки управляю- щих органов может оказаться оптимальной СУВТ с интерцептором и впры- ском через него жидкого компонента топлива. Из анализа эксперименталь- ных данных об эффективности создания боковых сил yx P,P при впрыске окислительного «О» и восстановительного «Г» компонента топлива в сопло (рис. 4), работоспособности камеры двигателя и узла впрыска следует, что большие преимущества имеет СУВТ с интерцептором и впрыском через него окислительного компонента топлива [6]. 22 Рис. 4 К разрабатываемой в этой статье БФСУВТ высокие требования по ди- намическим характеристикам ГСУВТ не предъявляются. Приоритетные тре- бования относятся к обеспечению минимального расходования топлива на управление движением ступени ракеты. Регулирование ВТ может осуществ- ляться ступенчато или плавно в ответ на требуемые изменения. Принципи- альная схема интерцепторного узла впрыска крупногабаритной интерцептор- ной ГСУВТ показана на рисунке 5, а) и 5, б). Рис. 5 При ступенчатом регулировании ВТ приводы движения интерцептора конструктивно проще (рис. 5, а), б)) в сравнении с системой управления (СУ), обеспечивающей плавное регулирование ВТ (рис. 5, в)) и основанной на выдвижении в сопло интерцептора оптимальных размеров с впрыском че- рез него окислительного компонента топлива. Для повышения эффективности управляющего воздействия на сверхзву- ковой поток сопла впрыскивание окислителя «Ок» (рис. 5) через интерцептор производят с большой скоростью через струйные форсунки навстречу набе- гающему потоку  W и в боковые стороны, при этом образуется растянутое по ширине струйное препятствие и область взаимодействия его со сверхзву- ковым потоком. Величина боковых и осевых управляющих усилий, создаваемых при по- мощи интерцептора с впрыском жидкости, определяется суперпозицией ин- терцепторной и «жидкостной» составляющей ВТ. Первая является следстви- ем взаимодействия сверхзвукового потока с выдвигаемым над поверхностью сопла интерцептором. Вторая вызвана дополнительным возмущением сверх- звукового потока впрыскиваемой жидкостью, которая по мере испарения и сгорания в потоке соплового газа создает дополнительную преграду на пути основного потока сопла. Выводы. Предложены альтернативные варианты бифункциональных систем управления вектором тяги маршевого жидкостного ракетного двига- 23 теля верхней ступени ракеты-носителя типа «Циклон-3М», которые могут служить основой для выбора оптимального варианта в конкретных условиях модернизации или разработки новых ступеней. Описаны физические и мате- матические модели формирования управляющих боковых и осевых сил, ко- торые могут быть использованы на этапе проектно-поисковых исследований и позволят разработать методики расчета и проектирования газодинамиче- ских СУВТ для БФСУВТ. Показано, что наиболее перспективна ГСУВТ, ис- пользующая интерцептор с впрыском через него окислительного компонента топлива, при этом обеспечивается экономичное регулирование ВТ в широ- ком диапазоне изменения характеристик космической ступени и высокие ди- намические характеристики ступени ракеты. 1 Шестьдесят лет в ракетостроении и космонавтике / Под общей редакцией А. В. Дегтярева. – Днепропет- ровск: Арт-пресс, 2014. 540 с. 2 Коваленко Т. А., Шептун Ю. Д. Космические ступени как объект управления. Информационные техно- логии в управлении сложными системами: научная конференция: сбо рник докладов.Днепропетровск: Изд-во Свидтер. 2011. С. 210 – 213. 3 Игдалов И. М., Кучма Л. Д., Поляков Н. В., Шептун Ю. Д. Динамическое проектирование ракет. Задачи динамики ракет и их космических ступеней. Днепропетровск: Изд-во Днепропетр. Нац. ун-та, 2010. 254 с. 4 Шептун Ю. Д., Коваленко Н. Д., Коваленко Т. А. Управление ступенью ракеты с массовой асимметрией. Космические технологии: настоящее и будущее: международная научная конференция, 19 – 21 мая 2015 г. Днепропетровск: сборник докладов и тезисов. Днепропетровск, 2015. С. 57 – 60. 5 Коваленко Т. А. Коваленко Н. Д., Сироткина Н. П. Бифункциональная система управления вектором тяги космической ступени ракеты-носителя. Техническая механика. 2015. № 1. С. 42 – 54. 6 Коваленко Н. Д. Ракетный двигатель как исполнительный орган системы управления полетом ракет. Днепропетровск: ИТМ НАН и НКА Украины, 2003. 412 с. 7 Патент на винахід 103528 Україна, МПК F02K 9/00. Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун для його здійснення / Коваленко М. Д., Шептун Ю. Д., Стрельников Г. О., Коваленко Т. О., Сироткіна Н. П. заявник і патентоволодар ІТМ НАНУ і НКАУ. а 2011 14384; заявл. 05.12.2011; опубл. 25.10.2013, Бюл. № 20. 11 с. 8 Патент на винахід 105214 Україна, МПК F02K 9/56, F02K 9/82. Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун для його здійснення / Коваленко М. Д., Шептун Ю. Д., Коваленко Т. О., Сироткіна Н. П.; заявник і патентоволодар ІТМ НАНУ і НКАУ. а 2011 12467; заявл. 24.10.2011; опубл. 25.04.2014, Бюл. № 8. 10 с. 9 Патент на винахід 107270 Україна, МПК F02K 9/00. Спосіб керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна з турбонасосним агрегатом подачі компонентів палива в камеру згоряння та рідинний ракетний двигун з його застосуванням / Коваленко М. Д., Стрельников Г. О., Шептун Ю. Д., Коваленко Г. М., Коваленко Т. О., Сироткіна Н. П.; заявник і патентоволодар ІТМ НАНУ і ДКАУ. а 2013 06211; заявл. 20.05.2013; опубл. 10.12.2014, Бюл. № 23. 11 с. 10 Патент на винахід 108677 Україна, МПК F02K 9/00. Спосіб керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун з його застосуванням / Коваленко М. Д., Стрельников Г. О., Шептун Ю. Д., Коваленко Г. М., Коваленко Т. О., Сироткіна Н. П.; заявник і патентоволодар ІТМ НАНУ і ДКАУ. а 2013 08511; заявл. 08.07.2013; опубл. 25.05.15, Бюл. № 10. 9 с. 11 Коваленко Н. Д., Стрельников Г. А. , Шептун Ю. Д., Коваленко Г. Н., Игнатьев А. Д. Особенности отработки системы управления вектора тяги высотных ЖРД. Вестник ДНУ. Ракетно-космическая тех- ника. 2008. № 14/1. С. 49 – 63. 12 Коваленко Т. А., Коваленко Н. Д., Шептун Ю. Д. Сравнение органов управления космической ступени носителя. Вестник ДНУ. Ракетно-космическая техника. 2011. № 14/1. С. 64 –71. 13 Патент на корисну модель 104833 Україна, МПК F02K 9/00, F02K 9/10, F02K 9/95. Пристрій з детонаційним ракетним двигуном для гальмування космічного ступеня ракети-носія / Коваленко М. Д., Ігнатьєв О. Д., Коваленко Г. М., Кіріченко О. О., Горяна О. Г., Коваленко Т. О.; заявник і патентоволо- дар ІТМ НАНУ і ДКАУ. u 2015 07098; заявл. 16.07.2015; опубл. 25.02.2016, Бюл. № 4. 7 с. Получено 10.06.2016, в окончательном варианте 14.12.2016

О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон»

Institution

Ähnliche Einträge