Управление газовыми потоками в ракетном двигателе
Приводятся основные результаты исследований, выполняемых отделом термогазодинамики энергетических установок Института технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины (за последние пять лет) по решению некоторых проблем, связанных с управление...
Saved in:
| Date: | 2018 |
|---|---|
| Main Authors: | , , , , , , |
| Format: | Article |
| Language: | Russian |
| Published: |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
2018
|
| Series: | Технічна механіка |
| Online Access: | https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/173924 |
| Tags: |
Add Tag
No Tags, Be the first to tag this record!
|
| Journal Title: | Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| Cite this: | Управление газовыми потоками в ракетном двигателе / А.Д. Игнатьев, Н.Д. Коваленко, Т.А. Коваленко, Н.С. Прядко, Н.П. Сироткина, Г.А. Стрельников, Е.Н. Токарева // Технічна механіка. — 2018. — № 3. — С. 59-68. — Бібліогр.: 18 назв. — рос. |
Institution
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine| id |
nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-173924 |
|---|---|
| record_format |
dspace |
| spelling |
nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-1739242025-02-09T09:37:29Z Управление газовыми потоками в ракетном двигателе Керування газовими потоками в ракетному двигуні Gas flow control in a rocket engine Игнатьев, А.Д. Коваленко, Н.Д. Коваленко, Т.А. Прядко, Н.С. Сироткина, Н.П. Стрельников, Г.А. Токарева, Е.Н. Приводятся основные результаты исследований, выполняемых отделом термогазодинамики энергетических установок Института технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины (за последние пять лет) по решению некоторых проблем, связанных с управлением газовыми потоками в ракетном двигателе. Исследована устойчивость и управляемость космической ступени ракеты (типа «Циклон-4») в условиях ее большой массовой асимметрии, изменяющейся при движении ступени. Наводяться основні результати досліджень, які виконуються відділом термогазодинаміки енергетичних установок Інституту технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України (за останні п'ять років) з рішення деяких проблем, пов'язаних з керуванням газовими потоками в ракетному двигуні. Досліджено стійкість і керованість космічного ступеня ракети (типу «Циклон-4») в умовах її великої масової асиметрії, що змінюється при русі ступеня. This paper presents the main results of the investigations conducted at the Department of Power Plant Thermogas Dynamics of the Institute of Technical Mechanics of the National Academy of Sciences of Ukraine and the State Space Agency of Ukraine over the past five years with the aim to solve some problems involving rocket engine gas flow control. The stability and controllability of a Cyclone-4-type rocket space stage with a large variable mass asymmetry were studied. 2018 Article Управление газовыми потоками в ракетном двигателе / А.Д. Игнатьев, Н.Д. Коваленко, Т.А. Коваленко, Н.С. Прядко, Н.П. Сироткина, Г.А. Стрельников, Е.Н. Токарева // Технічна механіка. — 2018. — № 3. — С. 59-68. — Бібліогр.: 18 назв. — рос. 1561-9184 https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/173924 629.78.533.6.013:621.45 ru Технічна механіка 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 |
Приводятся основные результаты исследований, выполняемых отделом термогазодинамики энергетических установок Института технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины (за последние пять лет) по решению некоторых проблем, связанных с управлением газовыми потоками в ракетном двигателе. Исследована устойчивость и управляемость космической ступени ракеты (типа «Циклон-4») в условиях ее большой массовой асимметрии, изменяющейся при движении ступени. |
| format |
Article |
| author |
Игнатьев, А.Д. Коваленко, Н.Д. Коваленко, Т.А. Прядко, Н.С. Сироткина, Н.П. Стрельников, Г.А. Токарева, Е.Н. |
| spellingShingle |
Игнатьев, А.Д. Коваленко, Н.Д. Коваленко, Т.А. Прядко, Н.С. Сироткина, Н.П. Стрельников, Г.А. Токарева, Е.Н. Управление газовыми потоками в ракетном двигателе Технічна механіка |
| author_facet |
Игнатьев, А.Д. Коваленко, Н.Д. Коваленко, Т.А. Прядко, Н.С. Сироткина, Н.П. Стрельников, Г.А. Токарева, Е.Н. |
| author_sort |
Игнатьев, А.Д. |
| title |
Управление газовыми потоками в ракетном двигателе |
| title_short |
Управление газовыми потоками в ракетном двигателе |
| title_full |
Управление газовыми потоками в ракетном двигателе |
| title_fullStr |
Управление газовыми потоками в ракетном двигателе |
| title_full_unstemmed |
Управление газовыми потоками в ракетном двигателе |
| title_sort |
управление газовыми потоками в ракетном двигателе |
| publisher |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України |
| publishDate |
2018 |
| url |
https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/173924 |
| citation_txt |
Управление газовыми потоками в ракетном двигателе / А.Д. Игнатьев, Н.Д. Коваленко, Т.А. Коваленко, Н.С. Прядко, Н.П. Сироткина, Г.А. Стрельников, Е.Н. Токарева // Технічна механіка. — 2018. — № 3. — С. 59-68. — Бібліогр.: 18 назв. — рос. |
| series |
Технічна механіка |
| work_keys_str_mv |
AT ignatʹevad upravleniegazovymipotokamivraketnomdvigatele AT kovalenkond upravleniegazovymipotokamivraketnomdvigatele AT kovalenkota upravleniegazovymipotokamivraketnomdvigatele AT prâdkons upravleniegazovymipotokamivraketnomdvigatele AT sirotkinanp upravleniegazovymipotokamivraketnomdvigatele AT strelʹnikovga upravleniegazovymipotokamivraketnomdvigatele AT tokarevaen upravleniegazovymipotokamivraketnomdvigatele AT ignatʹevad keruvannâgazovimipotokamivraketnomudviguní AT kovalenkond keruvannâgazovimipotokamivraketnomudviguní AT kovalenkota keruvannâgazovimipotokamivraketnomudviguní AT prâdkons keruvannâgazovimipotokamivraketnomudviguní AT sirotkinanp keruvannâgazovimipotokamivraketnomudviguní AT strelʹnikovga keruvannâgazovimipotokamivraketnomudviguní AT tokarevaen keruvannâgazovimipotokamivraketnomudviguní AT ignatʹevad gasflowcontrolinarocketengine AT kovalenkond gasflowcontrolinarocketengine AT kovalenkota gasflowcontrolinarocketengine AT prâdkons gasflowcontrolinarocketengine AT sirotkinanp gasflowcontrolinarocketengine AT strelʹnikovga gasflowcontrolinarocketengine AT tokarevaen gasflowcontrolinarocketengine |
| first_indexed |
2025-11-25T10:41:50Z |
| last_indexed |
2025-11-25T10:41:50Z |
| _version_ |
1849758650129711104 |
| fulltext |
59
УДК 629.78.533.6.013:621.45
А. Д. ИГНАТЬЕВ, Н. Д. КОВАЛЕНКО, Т. А. КОВАЛЕНКО, Н. С. ПРЯДКО, Н. П. СИРОТКИНА,
Г. А. СТРЕЛЬНИКОВ, Е. Л. ТОКАРЕВА
УПРАВЛЕНИЕ ГАЗОВЫМИ ПОТОКАМИ В РАКЕТНОМ
ДВИГАТЕЛЕ
Институт технической механики
Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины,
ул. Лешко-Попеля, 15, Днепр, Украина, 49005; e-mail: ignatyevpg@gmail.com
Наводяться основні результати досліджень, які виконуються відділом термогазодинаміки енергетич-
них установок Інституту технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного
агентства України (за останні п'ять років) з рішення деяких проблем, пов'язаних з керуванням газовими
потоками в ракетному двигуні. Досліджено стійкість і керованість космічного ступеня ракети (типу «Цик-
лон-4») в умовах її великої масової асиметрії, що змінюється при русі ступеня. Показано, що комбіновані
органи керування вектором тяги, що включають механічну й газодинамічну системи, дозволять: збільши-
ти область стійкості космічного ступеня ракети; підвищити характеристики керованості й надійність сис-
теми керування ступенем в цілому; вирішити завдання активного пригнічення поперечних коливань конс-
трукції ступеня; суттєво спростити відпрацьовування двигуна (з високим степенем розширення сопла) у
наземних умовах.
Розроблено біфункціональну систему керування вектором тяги ракетного двигуна, що окремо пари-
рує статичну й динамічну складові збурюючих дій на об'єкт керування (ступінь ракети) й забезпечує стій-
кість його руху. Механічна частина цієї системи може базуватися на повороті двигуна або окремих його
частин, що створюють тягу двигуна; газодинамічна – на збурюванні надзвукового потоку в соплі камери
двигуна перешкодами різної природи, що установлені на внутрішній стінці сопла. Обґрунтовано й запате-
нтовано різні схеми газодинамічної складової системи, що забезпечують можливість вибору оптимального
варіанта при проектних розробках системи керування вектором тяги ракетного двигуна.
Приводятся основные результаты исследований, выполняемых отделом термогазодинамики энерге-
тических установок Института технической механики Национальной академии наук Украины и Государ-
ственного космического агентства Украины (за последние пять лет) по решению некоторых проблем,
связанных с управлением газовыми потоками в ракетном двигателе. Исследована устойчивость и управ-
ляемость космической ступени ракеты (типа «Циклон-4») в условиях ее большой массовой асимметрии,
изменяющейся при движении ступени. Показано, что комбинированные органы управления вектором
тяги, включающие механическую и газодинамическую системы, позволят: увеличить область устойчивос-
ти космической ступени ракеты; повысить характеристики управляемости и надежность системы управ-
ления ступени в целом; решить задачу активного подавления поперечных колебаний конструкции ступе-
ни; существенно упростить отработку двигателя (с высокой степенью расширения сопла) в наземных
условиях.
Разработана бифункциональная система управления вектором тяги ракетного двигателя, раздельно
парирующая статическую и динамическую составляющие возмущающих воздействий на объект управле-
ния (ступень ракеты) и обеспечивающая устойчивость его движения. Механическая часть этой системы
может базироваться на повороте двигателя или отдельных его частей, создающих тягу двигателя; газоди-
намическая – на возмущении сверхзвукового потока в сопле камеры двигателя препятствиями различной
природы, устанавливаемыми на внутренней стенке сопла. Обоснованы и запатентованы различные схемы
газодинамической составляющей системы, обеспечивающие возможность выбора оптимального варианта
при проектных разработках системы управления вектором тяги ракетного двигателя.
This paper presents the main results of the investigations conducted at the Department of Power Plant
Thermogas Dynamics of the Institute of Technical Mechanics of the National Academy of Sciences of Ukraine
and the State Space Agency of Ukraine over the past five years with the aim to solve some problems involving
rocket engine gas flow control. The stability and controllability of a Cyclone-4-type rocket space stage with a
large variable mass asymmetry were studied. It was shown that combined thrust vector controls that include a
mechanical and a gas-dynamic system make it possible to enlarge the space stage stability region, to improve the
controllability characteristics and the reliability of the space stage control system as a whole, to solve the problem
of active damping of stage structure lateral vibrations, and to significantly simplify the ground tryout of the en-
gine (with a large nozzle divergence ratio).
A bifunctional system of rocket engine thrust vector control was developed. The system separately counter-
acts the static and dynamic components of disturbing actions on the control object (rocket stage) and provides its
motion stability. The mechanical part of the system may be based on the rotation of the engine or thrust-producing
parts thereof, and its gas-dynamic part may be based on disturbing the supersonic flow in the engine nozzle with
А. Д. Игнатьев, Н. Д. Коваленко, Т. А. Коваленко, Н. С. Прядко, Н. П. Сироткина,
Г. А. Стрельников, Е. Л. Токарева, 2018
Техн. механіка. – 2018. – № 3.
60
obstacles of various types mounted on the inside wall of the nozzle. Different designs of the gas-dynamic part
were substantiated and patented, thus allowing one to choose the optimum alternative at the design stage of a
rocket engine thrust vector control system. The new concept of rocket engine thrust vector control was shown to
be applicable to different launch vehicle stages, both liquid-propellant and solid-propellant ones.
Ключевые слова: ракетный двигатель; система управления вектором
тяги; механическая система; газодинамическая система; бифункциональная
система; новая концепция системы управления вектором тяги.
Основным направлением исследований отдела термогазодинамики энер-
гетических установок Института технической механики Национальной ака-
демии наук Украины и Государственного космического агентства Украины
является актуальная задача управления газовыми потоками в ракетных дви-
гателях и газоструйных технологических процессах.
За последние пять лет исследования процессов в ракетных двигателях
получены следующие результаты:
– уточнены механизмы возмущения сверхзвукового потока газа в сопле
камеры ракетного двигателя (РД) препятствиями (на внутренней стенке со-
пла) различной природы (впрыск жидкости, вдув газа, твердое препятствие,
их комбинация) и геометрии (отверстие, твердое препятствие различной
конфигурации). Показано подобие картины возмущенного течения в соплах
разной конфигурации (круглое, кольцевое, колоколообразное);
– усовершенствованы точные (интегрирование поля возмущенного дав-
ления на стенке сопла) и приближенные (полуэмпирические) методы расчета
сил, возникающих при возмущении потока продуктов сгорания в сопле пре-
пятствием на стенке сопла и искажениями контура сопла, вызванными по-
грешностями изготовления, деформациями, эрозионными уносами внутрен-
ней поверхности сопла;
– разработаны и исследованы принципиально новые двигатели с детона-
ционным горением топлива в камере сгорания. Показана перспективность
использования детонационных устройств для: повышения эффективности
управления вектором тяги ракетного двигателя; повышения эффективности
ракетных комплексов (путем создания многоступенчатой ракеты с последо-
вательно выгораемыми ступенями); отделения и увода обтекателя ступени
ракеты; генерирования рабочего тела для управления космическим аппара-
том и др.;
– усовершенствованы методы расчета тепломассообменных процессов в
элементах жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Разработаны оптималь-
ные решения по организации процесса дренажа топлива из камеры сгорания
ЖРД после его останова, по организации процесса тепломассообмена («ду-
шированием» топлива) в элементах турбонасосного агрегата в паузах между
многократными включениями ЖРД.
Полученные результаты базируются на теоретических исследованиях с
использованием усовершенствованных математических моделей и экспери-
ментальных исследованиях. Экспериментальная база отдела включает иссле-
довательские комплексы: высокого расхода и давления воздуха; тонкой
структуры управляемых газовых потоков; детонационных процессов; тепло-
массообмена; газоструйных технологических процессов.
Одним из важных направлений работ отдела являются исследования по
созданию новой концепции управления вектором тяги ракетного двигателя.
Ниже приводятся основные результаты работ по этому направлению.
61
Новые задачи в области управления движением космической ступени ра-
кеты [1, 2], в частности, в условиях изменяемой в полете массовой асиммет-
рии ступени, потребовали новых подходов к проектированию исполнитель-
ных органов системы управления (ИОСУ) вектором тяги маршевого РД сту-
пени.
При всем многообразии возможных типов ИОСУ для третьей ступени
ракеты космического назначения класса «Циклон-4» предпочтение отдается
повороту РД в кардановом шарнире. Достоинством такого ИОСУ является
возможность создания практически неограниченного по величине управ-
ляющего усилия без существенных потерь энергетики (удельного импульса
двигательной установки) на управление. Недостатком такого ИОСУ являют-
ся его сравнительно низкие динамические характеристики, повышение кото-
рых связано с необходимостью увеличения мощности приводов поворота
двигателя [3, 4].
При решении задачи повышения эффективности системы управления
вектором тяги в новых условиях применения была разработана новая кон-
цепция ИОСУ – так называемая бифункциональная система управления век-
тором тяги (БСУВТ) [5], позволяющая кроме повышения динамических ха-
рактеристик системы управления решать ряд сопутствующих задач, возни-
кающих при разработке и отработке высотного РД с исполнительными орга-
нами системы управления вектором тяги [6, 7].
Ниже приводится анализ устойчивости и управляемости космической
ступени гипотетической ракеты-носителя (ГРН) с большой, изменяемой в
полете массовой асимметрией (за счет сбрасываемой в полете полезной на-
грузки).
Конструктивная схема ГРН изображена на рис. 1.
1 – полезная нагрузка; 2 – система управления; 3 – бак окислителя; 4 – бак горюче-
го; 5 – двигательная установка; 6 – маршевый двигатель; 7 – карданный шарнир; 8 –
приводы системы качания; 9 – двигатели малой тяги; 10 – система впрыска.
Рис. 1 – Конструктивная схема космической ступени с БСУВТ
Ступень характеризуется малым удлинением (вследствие плотной ком-
поновки баков) и относительно большой свободной поверхностью жидкого
наполнения топливных баков, что требует учета в динамической модели
ступени колебаний жидкости в баках ракеты-носителя. Для анализа устой-
чивости движения ступени использовалась математическая модель ее углово-
го движения (в плоскости рыскания) в виде [2, 8]:
62
0,ψaψazasωsεs
0,ψaψazasωsεs
,δasasasasaψaψazaψ
,δasasaψaψazaz
ψsψszs2
2
s2s2
ψsψszs1
2
s1s1
ψψδ2ψs1ψs2ψs1ψsψψψψψz
ψzδ2zs1zszψzψzz
22222
11111
ψ2121
ψ21
(1)
где – угол поворота ступени в плоскости рыскания; z – координата, ха-
рактеризующая перемещение центра масс ступени; 21 s,s – координаты, ха-
рактеризующие колебания жидкости в топливных баках; – параметр, ха-
рактеризующий состояние управляющих органов; ,,a – постоянные коэф-
фициенты, зависящие от конструктивных характеристик ступени.
Значения конструктивных, инерционных, центровочных характеристик,
жидкого наполнения топливных баков и других параметров ступени ГРН,
определяющие постоянные коэффициенты в (1), принимались близкими к
соответствующим характеристикам третьей ступени ракеты космического
назначения «Циклон-4» [7, 9, 10].
Анализ собственной динамической и структурной устойчивости косми-
ческой ступени ГРН проводился решением системы (1) с использованием
программного пакета MathCAD. Исследование годографов амплитудофазо-
частотных характеристик (АФЧХ) ступени с различными массами ( ПГM )
полезного груза (ПГ) показал, что при ПГМ < 5550 кг ступень неустойчива
на всем активном участке движения ступени. При ПГМ > 5550 кг движение
ступени устойчиво до момента ~ 300 с активного участка, после этого стано-
вится неустойчивой. Это, в основном, связано с изменением уровня жидкости
в баках, влияющего на устойчивость движения.
Исследования устойчивости ступени с учетом нештатных ситуаций (на-
пример, аномальной массовой асимметрии) с возрастающими требованиями
к характеристикам исполнительных органов управления вектором тяги пока-
зали необходимость: обоснования и выбора оптимальных параметров авто-
мата стабилизации; снижения внутренних возмущающих движение ступени
факторов; снижения взаимовлияния каналов тангаж, рыскание, крен при их
совместной работе.
Проведены сравнительные исследования характеристик управляемости
ступени при использовании различных органов управления вектором тяги, в
частности: поворотный маршевый двигатель; поворотные сопла, работающие
на турбинном газе; газодинамические органы (впрыск компонентов топлива в
сверхзвуковую часть сопла, выдвижение в сопло твердого интерцептора с
впрыском через него окислительного компонента); комбинация двух подсис-
тем управления вектором тяги – механической (поворот двигателя) и газоди-
намической (возмущение сверхзвукового потока в сопле). Показано, что по
критерию управляемости (возможности создания требуемых управляющих
усилий) указанные органы могут применяться для управления полетом кос-
мической ступени ракеты. При этом, основное отличие механической и газо-
динамической систем управления вектором тяги (СУВТ) состоит в потерях
импульса двигателя на управление, которые для механической системы ми-
нимальны (практически нулевые).
63
Проведены сравнительные оценки характеристик механической системы
управления вектором тяги (МСУВТ) и газодинамической системы (ГСУВТ)
как звеньев системы управления ступенью, влияющих на управляемость и
устойчивость ступени, на быстродействие в переходных и установившихся
режимах работы системы управления.
Оценки управляемости ступени проведены для условий действия «внут-
ренних» возмущений, таких как асимметрия вектора тяги, деформация эле-
ментов конструкции, технологические погрешности компоновки ступени и др.
Математическая модель углового движения замкнутой динамической
системы «ступень с автоматом стабилизации» (в плоскости рыскания) отно-
сительно центра масс с механической системой управления вектором тяги
принималась в виде [7]:
.ψKψpKδ1)pξT2p(T1)p(T
,Mδaψpaψp
м
0
м
12
22
21
в
м
ψδψψ
2
(2)
При использовании газодинамической системы управления вектором тя-
ги соответствующая математическая модель имеет вид:
,ψKψpKδ
,Mδ(Mψpaψp
г
0
г
1
в
г
уψψ
2 )
(3)
где p = d/dt – оператор дифференцирования, принятый при стандартной фор-
ме записи динамических уравнений; a,a – коэффициенты управляемо-
сти; – коэффициент демпфирования; гм,
iK – коэффициенты усиления, оп-
ределяемые характеристиками СУВТ; iT – постоянные времени, учитываю-
щие инерционность механической системы; вM – возмущающий момент;
г
уM – управляющий момент газодинамической системы.
Слагаемое δ)(aм
ψδ в математической модели МСУВТ (2) имеет вид:
z
м
у
м
у
z
м
у
м
м
ψδ I
XP
I
M
δa ,
где м
уM – управляющий момент, создаваемый МСУВТ; zI – момент инерции
ступени; м
уP – управляющая сила; м
уX – плечо управляющей силы МСУВТ.
Управляющим воздействием (координата м) на регулируемый параметр в
случае МСУВТ является угол поворота двигателя п относительно оси лета-
тельного аппарата (ЛА), измеряемый в процессе работы системы управления
вектором тяги
,PsinP)(δP пдпдм
м
у
где дР – тяга двигателя.
64
В математической модели ГСУВТ управляющий момент определяется
соотношением:
z
г
у
г
xу
г
у
г
zуг
у I
)Z(P)X(P
(δM
) ,
где г
xу
г
zу P,P – величины боковой и осевой силы, соответственно; г
у
г
у Z,X –
плечо управляющей силы в проекциях на оси X и Z, соответственно.
Исследования устойчивости ступени при различных значениях инерци-
онности (Тi) МСУВТ показали, что ступень наименее устойчива при T1≠0,
T2=0. Показано, что в реальных системах управления вектором тяги (механи-
ческих и газодинамических) T1≠0, T2≠0. Это увеличивает область устойчиво-
го движения ступени.
В обоснование преимуществ БСУВТ необходимо отметить следующее.
Основные трудности при создании МСУВТ возникают при обеспечении ре-
жима стабилизации полета ступени (на активном участке). В этом случае
МСУВТ работает в режиме колебаний сравнительно высокой частоты
(до 6 Гц) и малой амплитуды (до ~ 02 ). Такие углы поворота соизмеримы с
погрешностью изготовления двигателя и карданного шарнира (технологиче-
ский перекос вектора тяги двигателя составляет ± 51 ). При этом следует
учитывать возможные упругие и остаточные деформации элементов конст-
рукции двигательной установки (ДУ), также оказывающие влияние на линию
действия вектора тяги двигателя. В этих условиях [11] возможно появление
зон нечувствительности в работе системы управления полетом ступени, уси-
ление взаимовлияния работы каналов тангаж, рыскание и крен. Система
управления может потерять устойчивость. Эти проблемы возрастают, если
стабилизация осуществляется при углах поворота >3°.
Следует также отметить существенные трудности отработки динамиче-
ских характеристик МСУВТ двигателя с большой степенью расширения со-
пла в наземных условиях. Основная проблема заключается в обеспечении
качания двигателя в барокамере (эжекторной установке и др.). Указанное за-
ставляет разработчика повышать запас располагаемых усилий приводов по-
ворота двигателя, что, в свою очередь усложняет задачу по обеспечению ус-
тойчивости полета ступени.
Эти проблемы исключает применение БСУВТ, поскольку подсистема
ГСУВТ (дополняющая МСУВТ) обладает высоким быстродействием, повы-
шенной чувствительностью к возмущающим воздействиям, большой точно-
стью регулирования вектора тяги и стабильностью регулировочных характе-
ристик.
По результатам расчетных исследований управляемости ступени сделан
вывод о незначительном влиянии инерционности ( iТ ) системы на управляе-
мость.
65
а) б)
– механическая СУВТ;
– газодинамическая СУВТ.
Рис. 2 – Переходной процесс для характеристик поворота ступени в системе
управления ступенью с механической и газодинамической СУВТ
Анализ результатов расчетных исследований переходного процесса при
управлении вектором тяги показал (см. рис. 2):
– переходной процесс для ступени с МСУВТ имеет колебательный
характер, с ГСУВТ – апериодический с меньшей продолжительностью;
– величина перерегулирования для ступени с МСУВТ больше, чем с
ГСУВТ.
Таким образом, ГСУВТ обладает лучшими качествами управления кос-
мической ступенью ракеты.
На рисунке 3 приведены результаты расчетов областей устойчивости
ступени в случае управления газодинамической (3, а)) и механической (3, б))
системой (область устойчивого движения обозначена штриховкой).
а) б)
Рис. 3 – Область устойчивости (заштрихована) ступени с ГСУВТ (а) и
МСУВТ (б)
Показано, что при управлении ступенью ГСУВТ область устойчивости
существенно больше, чем при управлении МСУВТ. В основном, это объясня-
ется большей инерционностью МСУВТ по сравнению с быстродействующей
ГСУВТ.
Таким образом, результатом исследований устойчивости и управляемо-
сти космической ступени ракеты и систем управления вектором тяги была
разработка новой концепции управления вектором тяги ракетного двигателя
[12, 13] посредством оптимального (с минимальными потерями удельного
импульса двигателя на создание управляющего усилия) разложения (систе-
мой управления) возмущающих воздействий (на объект) на статическую и
динамическую составляющие. Эти воздействия парируются подсистемами
БСУВТ – механической и газодинамической. Оптимальной оказалась комби-
нация в одной СУВТ механической подсистемы (на базе, например, поворота
66
двигателя, отклонения элементов сопла в шарнире и др.) и газодинамической
(возмущением газового потока в сопле двигателя препятствиями различной
природы на стенке сопла) [5]. Разработаны различные схемы такой бифунк-
циональной системы управления вектором тяги [14 – 18].
На рис. 4 приведена одна из возможных схем БСУВТ [18], включающая
поворот двигателя в карданном шарнире (6) и систему возмущения потока в
сопле камеры несимметричным впрыском. Впрыскиваемый в сопло (2) окис-
литель отбирается из коллектора (20) после охлаждения камеры и догорает в
потоке восстановительного генераторного газа, отбираемого за турбиной (3)
турбонасосного агрегата и вдуваемого в сопло за сечением впрыска.
1 – камера сгорания; 2 – сопло; 3 – турбина; 4 – насос окислителя; 5 – насос
горючего; 6 – шарнирный узел; 7 – фланец топливного бака; 8 – коллектор
вдува выхлопного турбинного газа; 9 – привод качания; 10 – корпус ступени;
11 – интерцепторный узел; 12 – магистраль окислителя; 13 – интерцептор; 14
– система управления; 15 – бандаж; 16 – хвостовой отсек; 17 – регулятор рас-
хода; 18 – трубопроводы; 19 – приводы; 20 – коллектор окислителя
Рис. 4 – Схема ЖРД с бифункциональной системой управления вектором тяги
Механическая СУВТ базируется на повороте двигателя в карданном
шарнире (6), установленном на фланце (7) топливного бака. Приводы кача-
ния (9) установлены в плоскости, близкой к плоскости среза сопла, и соеди-
нены одним концом с бандажом (15), установленном на наружной поверхно-
сти выходной части сопла (2), а другим концом – с корпусом (10) хвостового
отсека ступени с плотной компоновкой двигателя (утопленного в топливный
бак). ГСУВТ содержит четыре узла впрыска (11), установленных на охлаж-
даемой части сопла перед коллектором вдува (8) турбинного газа в сопло.
Каждый узел впрыска содержит подвижный твердый интерцептор (13) и ре-
гулятор (17) расхода жидкости, соединенный трубопроводом (18) с коллек-
тором (20) на выходе из охлаждающего тракта (окислителя) сопла и снаб-
женный приводом (19).
Интерцептор (13) работает в двухпозиционном режиме: 1 – полностью
утоплен в стенку сопла, 2 – выдвинут в сопло.
67
При необходимости форсирования боковых усилий расход жидкости
увеличивается (выше расхода, требуемого для охлаждения интерцептора) и
регулируется в необходимом для управления вектором тяги диапазоне.
При работе в релейном режиме ГСУВТ обеспечивает стабилизацию ле-
тательного аппарата. Для ведения его по траектории и парирования случай-
ных возмущающих моментов используется режим плавного регулирования
величины управляющих боковых сил изменением расхода жидкости, пода-
ваемой в сопло через вводимый в поток интерцептор.
На рис. 5 приведена блок-схема БСУВТ. Управляющий сигнал tyЗ в
программном блоке оптимально разделяется на статическую и динамиче-
скую составляющие управляющего воздействия на объект (ступень ракеты).
Оптимальность разделения управляющего сигнала определяется минимиза-
цией потерь импульса
двигателя на управление
вектором тяги, поскольку
в БСУВТ потери на
управление в основном
определяются работой
ГСУВТ.
Из блока сигналы
подаются на органы
управления «М» (МСУВТ)
и « Вm » (ГСУВТ). В блоке
сигналы суммируются и сравниваются с заданным управляющим воздей-
ствием tyЗ . При рассогласовании сигналов tyЗ и ty обратная связь
& подает сигнал в блок на корректирование управляющего сигнала
tyЗ . В блоке из общего сигнала на управление tyЗ выделяется его
среднестатистическая составляющая (статическая составляющая боковой
силы), которая парируется механической СУВТ. Выделенная в блоке ди-
намическая составляющая управляющего усилия парируется газодинамиче-
ской СУВТ. Динамическая составляющая управляющего усилия в основном
решает задачи стабилизации ступени и может использоваться для активного
подавления поперечных колебаний конструкции объекта. Такое распределе-
ние функций подсистем БСУВТ позволит уменьшить мощность приводов
МСУВТ за счет исключения динамической составляющей управляющего
усилия в МСУВТ, которая парируется ГСУВТ, обладающей высоким быст-
родействием. При этом БСУВТ является «задублированной», т. е. более на-
дежной, поскольку в случае выхода из строя одной из подсистем управления
вектором тяги задача управления объектом будет выполнена (возможно, с
большими потерями на управление, но без аварийного исхода работы объек-
та).
Выводы. Обоснована новая концепция управления вектором тяги мар-
шевого ракетного двигателя космической ступени ракеты на активном участ-
ке ее движения – бифункциональная система управления вектором тяги. По-
казано, что оптимальным для БСУВТ является комбинация механической
(поворотом двигателя в карданном шарнире) и газодинамической (возмуще-
нием сверхзвукового потока в сопле двигателя) подсистем. Такая комбина-
Рис. 5 – Блок–схема БСУВТ
68
ция управляющих подсистем позволит уменьшить мощность приводов пово-
рота двигателя, повысить быстродействие системы управления вектором тяги
и ее надежность, упростить ее отработку в наземных условиях.
1 Игдалов И. М., Кучма Л. Д., Поляков Н. В., Шептун Ю. Д.; под ред. С. Н. Конюхова. Динамическое
проектирование ракет. Задачи динамики ракет и их космических ступеней. Днепропетровск, 2010.
254 с.
2 Игдалов И. М., Кучма Л. Д., Поляков Н. В., Шептун Ю. Д.; под ред. С. Н. Конюхова. Ракета как объект
управления. Днепропетровск, Арт – Пресс, 2004. 544 с.
3 Коваленко Н. Д. Ракетный двигатель как исполнительный орган системы управления полетом ракет.
Днепропетровск, ИТМ НАН и НКА Украины, 2003. 412 с.
4 Коваленко Т. А., Коваленко Н. Д., Шептун Ю. Д. Сравнение органов управления космической ступени
носителя. Вестник ДНУ. Ракетно-космическая техника. 2011. Том. 1. № 14. С. 64–71.
5 Kovalenko N. D., Sheptun U. D., Kovalenko T. A., Strelnikov G. A. The new concept of thrust veсtor control for
Rocket engine. System technologies. Dnipro, 2016. № 6 (107). P. 120–127.
6 Коваленко Н. Д., Стрельников Г. А., Шептун Ю. Д., Коваленко Г. Н., Игнатьев А. Д. Особенности отра-
ботки системы управления вектора тяги высотных ЖРД. Вестник ДНУ. Ракетно-космическая техника.
2008. № 14/1. С. 49–63.
7 Коваленко Н. Д., Сироткина Н. П., Игнатьев А. Д. О модификациях перспективной системы управления
вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон». Техническая механика. 2016.
№ 4. С. 14–23.
8 Колесников К. С. Динамика ракет. М. «Машиностроение». 1980, 376 с.
9 Коваленко Т. А., Шептун Ю. Д. Космические ступени как объект управления. Материалы научной кон-
ференции «Информационные технологии в управлении сложными системами». Днепропетровск. Изд-во
«Свидтер А. Л.». 2011. С. 210–213.
10 Шептун Ю. Д., Коваленко Н. Д., Коваленко Т. А. Управление ступенью ракеты с массовой асимметри-
ей. Материалы международной научной конференции «Космические технологии: настоящее и буду-
щее». (19–21 мая 2015 г., Днепропетровск). Днепропетровск. 2015. С. 57–60.
11 Ракета космического назначения «Циклон-4». Буклет ГП КБ «Южное». Днепропетровск. 2001. 15 с.
12 Коваленко Т. А., Сироткина Н. П., Коваленко Н. Д. Бифункциональная система управления вектором
тяги двигателя космической ступени ракеты-носителя. Техническая механика. 2015. № 1. С. 42–54.
13 Коваленко Т. А., Коваленко Г. Н., Сироткина Н. П. Управление вектором тяги ЖРД космической сту-
пени ракеты-носителя при возникновении массовой асимметрии. Техническая механика. 2016.
№ 1. С. 51–59.
14 Коваленко М. Д., Стрельников Г. О., Шептун Ю. Д., Коваленко Т. О., Сироткіна Н. П. Спосіб регулю-
вання вектора тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун для його здійснення: пат.
103528 Україна: МПК F02K 9/00. № а 201114384; заявл. 05.12.2011; опубл. 25.10.2013, Бюл. № 20. 11 с.
15 Коваленко М. Д., Шептун Ю. Д., Коваленко Т. О., Сироткіна Н. П. Спосіб регулювання вектора тяги
рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун для його здійснення: пат. 105214 Україна:
МПК F02K 9/56, F02K 9/82. № а 2011 12467; заявл. 24.10.2011; опубл. 25.04.2014, Бюл. № 8. 10 с.
16 Коваленко М. Д., Стрельников Г. О., Шептун Ю. Д., Коваленко Т. О., Сироткіна Н. П., Коваленко Г. М.
Спосіб керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун з його за-
стосуванням: пат. № 108677 Україна: МПК F02K 9/00. № 201308511; заявл. 08.07.2013; опубл.
25.05.2015, Бюл. № 10. 9 с.
17 Шептун Ю. Д., Коваленко Т. О., Сироткіна Н. П., Коваленко Г. М. Рідинний ракетний двигун з турбо-
насосною системою подачі палива в камеру згоряння і системою газодинамічного регулювання вектора
тяги: пат. 111995 Україна: МПК F02K 9/00. № a201410644; заявл. 29.09.2014; опубл. 11.07.2016, Бюл.
№ 13. 7 с.
18 Коваленко М. Д., Стрельников Г. О., Шептун Ю. Д., Коваленко Т. О., Сироткіна Н. П., Коваленко Г. М.
Спосіб керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна з турбонасосним агрегатом подачі
компонентів палива в камеру згоряння та рідинний ракетний двигун з його застосуванням: пат. 107270
Україна: МПК F02К 9/00. № а 2013 06211; заявл. 20.05.2013; опубл. 10.12.2014, Бюл. № 23. 11 с.
Получено 14.08.2018,
в окончательном варианте 28.09.2018
|