Газодинамические системы регулирования вектора тяги жидкостных ракетных двигателей как исполнительные органы системы управления полетом верхних ступеней ракет
Представлены результаты разработок и исследований новых газодинамических систем управления вектором тяги маршевых однокамерных жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, полученные в течение последних 5 лет в Институте технической механики Национальной академии наук Украины и Г...
Saved in:
| Published in: | Техническая механика |
|---|---|
| Date: | 2013 |
| Main Authors: | , , , , , , |
| Format: | Article |
| Language: | Russian |
| Published: |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
2013
|
| Online Access: | https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/88417 |
| 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: | Газодинамические системы регулирования вектора тяги жидкостных ракетных двигателей как исполнительные органы системы управления полетом верхних ступеней ракет / Н.Д. Коваленко, Г.А. Стрельников, Г.Н. Коваленко, Т.А. Коваленко, Е.Л. Токарева, А.Д. Игнатьев, Н.П. Сироткина // Техническая механика. — 2013. — № 4. — С. 70-83. — Бібліогр.: 31 назв. — рос. |
Institution
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine| _version_ | 1860236678181945344 |
|---|---|
| author | Коваленко, Н.Д. Стрельников, Г.А. Коваленко, Г.Н. Коваленко, Т.А. Токарева, Е.Л. Игнатьев, А.Д. Сироткина, Н.П. |
| author_facet | Коваленко, Н.Д. Стрельников, Г.А. Коваленко, Г.Н. Коваленко, Т.А. Токарева, Е.Л. Игнатьев, А.Д. Сироткина, Н.П. |
| citation_txt | Газодинамические системы регулирования вектора тяги жидкостных ракетных двигателей как исполнительные органы системы управления полетом верхних ступеней ракет / Н.Д. Коваленко, Г.А. Стрельников, Г.Н. Коваленко, Т.А. Коваленко, Е.Л. Токарева, А.Д. Игнатьев, Н.П. Сироткина // Техническая механика. — 2013. — № 4. — С. 70-83. — Бібліогр.: 31 назв. — рос. |
| collection | DSpace DC |
| container_title | Техническая механика |
| description | Представлены результаты разработок и исследований новых газодинамических систем управления вектором тяги маршевых однокамерных жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, полученные в течение последних 5 лет в Институте технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины. Отмечаются их преимущества перед известными механическими системами.
Наведено результати розробок і досліджень нових газодинамічних систем управління вектором тяги маршевих однокамерних рідинних ракетних двигунів верхніх ступенів ракет-носіїв, отримані протягом останніх 5 років в Інституті технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України. Відзначаються їх переваги перед відомими механічними системами.
The results of five-year developments and studies in new gas dynamic systems of thrust-vector control of cruise one-chamber liquid rocket engines for the upper stages of launch vehicles at the Institute of Technical Mechanics of the National Academy of Sciences of Ukraine and the State Space Agency of Ukraine are reported. Their advantages over the known mechanical systems are noted.
|
| first_indexed | 2025-12-07T18:24:38Z |
| format | Article |
| fulltext |
70
УДК 629.785:533.6.013.14
Н.Д. КОВАЛЕНКО, Г.А. СТРЕЛЬНИКОВ, Г.Н. КОВАЛЕНКО, Т.А. КОВАЛЕНКО,
Е.Л. ТОКАРЕВА, А.Д. ИГНАТЬЕВ, Н.П. СИРОТКИНА
ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ ВЕКТОРА ТЯГИ
ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ КАК ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ
ОРГАНЫ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ
ВЕРХНИХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ
Представлены результаты разработок и исследований новых газодинамических систем управления
вектором тяги маршевых однокамерных жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-
носителей, полученные в течение последних 5 лет в Институте технической механики Национальной ака-
демии наук Украины и Государственного космического агентства Украины. Отмечаются их преимущества
перед известными механическими системами.
Наведено результати розробок і досліджень нових газодинамічних систем управління вектором тяги
маршевих однокамерних рідинних ракетних двигунів верхніх ступенів ракет-носіїв, отримані протягом
останніх 5 років в Інституті технічної механіки Національної академії наук України і Державного косміч-
ного агентства України. Відзначаються їх переваги перед відомими механічними системами.
The results of five-year developments and studies in new gas dynamic systems of thrust-vector control of cruise one-
chamber liquid rocket engines for the upper stages of launch vehicles at the Institute of Technical Mechanics of the Na-
tional Academy of Sciences of Ukraine and the State Space Agency of Ukraine are reported. Their advantages over the
known mechanical systems are noted.
Введение. В дальнейшем совершенствовании ракетно-космической тех-
ники особенно актуально расширение функциональных возможностей и по-
вышение характеристик двигательной установки (ДУ) при выполнении задач
управления полетом летательного аппарата (ЛА).
Известно из многих источников, в частности 1 – 5, что система управ-
ления (СУ) полетом ЛА, в том числе верхних ступеней ракет, выполняет две
функции:
1 – управление движением ЛА по расчетной траектории, заданной до
старта ракеты или формируемой в процессе полета;
2 – стабилизация параметров движения в узком диапазоне требуемых
значений по траектории.
В большинстве ЛА обозначенные две функции исполняет один исполни-
тельный орган системы управления (ИОСУ), который входит в состав мар-
шевого двигателя и обеспечивает регулирование вектора тяги (ВТ), создавая
управляющие усилия в плоскостях управления полетом по тангажу (Т), курсу
(К) и крену (Кр).
Для верхних ступеней ракет, использующих однокамерные жидкостные
ракетные двигатели (ЖРД), широко используются следующие ИОСУ поле-
том 1 – 5:
1 – реактивная – неподвижные и поворотные управляющие сопла, рабо-
тающие на выхлопном газе турбины турбонасосного агрегата (ТНА);
2 – механическая – шарнирно закрепленная камера или двигатель в це-
лом, качающиеся в любой плоскости;
3 – газодинамическая – несимметричная вторичная инжекция в сверхзву-
ковую часть сопла основных компонентов топлива или продуктов их сгора-
ния.
Каждый из указанных ИОСУ обладает рядом особенностей по устрой-
ству, принципу действия, функционированию, стендовой и цеховой отработ-
Н.Д. Коваленко, Г.А. Стрельников, Г.Н. Коваленко, Т.А. Коваленко,
Е.Л. Токарева, А.Д. Игнатьев, Н.П. Сироткина, 2013
Техн. механика. – 2013. – № 4.
71
ке, имеет ряд достоинств и недостатков, которые создают преимущества то-
му или иному ИОСУ в конкретных условиях применения.
В связи с разработкой новых и усовершенствованием известных систем
управления вектором тяги (СУВТ) и двигателей требуются дальнейшие ис-
следования и сравнительный анализ альтернативных вариантов ИОСУ в но-
вых условиях применения.
Основные результаты разработок и сравнительного анализа. Из об-
щего анализа следует, что СУВТ с управляющими соплами, работающими на
выхлопном газе ТНА, используются наиболее часто из-за свойственной им
простоты схемы, отработанной технологии производства и эксплуатации,
высокого быстродействия регулирования ВТ двигателя. Однако эти СУВТ
при оптимальном для турбины ТНА расходе выхлопного газа имеют недо-
статочный диапазон регулирования ВТ. Для создания боковых управляющих
сил необходимо увеличить расход выхлопного газа турбины, что приводит к
снижению экономичности двигателя (удельного импульса тяги), в большин-
стве случаев недопустимого. Кроме этого, компоновка управляющих сопел,
располагающихся на удалении от оси камеры сгорания, ухудшает габаритно-
массовые характеристики двигателя и ступени ракеты в целом. Перспективы
дальнейшего совершенствования СУВТ с управляющими качающимися или
неподвижными выхлопными соплами весьма ограничены. В большинстве
случаев они не конкурентоспособны с двумя другими упомянутыми типами
СУВТ, поэтому в дальнейшем не рассматриваются.
Второй и третий типы СУВТ относятся к более новым и наиболее перспек-
тивным для однокамерных жидкостных ракетных двигательных установок
(ЖРДУ) верхних ступеней ракет. Особый интерес представляют ЖРД со вдувом
выхлопного турбинного газа в сверхзвуковую часть сопла [2, 4, 5].
Выбор оптимального варианта требует комплексных исследований с уче-
том механических, термогазодинамических, инерционных и других процес-
сов формирования управляющих моментов, быстродействия систем регули-
рования вектора тяги, оптимизации энергомассовых, функциональных, экс-
плуатационных и других характеристик.
Сравнение механической и газодинамической СУВТ выполнено приме-
нительно к задаче управления полетом верхней ступени ракеты-носителя
(РН) типа «Циклон-4», выполняющей функцию разгонного блока (РБ) кос-
мических аппаратов (КА).
Из анализа особенностей верхних ступеней РН следует, что при малой
относительной длине (La / Да 2 ÷ 4, где La и Да – длина аппарата и его диа-
метр в районе хвостового отсека) они обладают собственной статической не-
устойчивостью и в безатмосферной среде для стабилизации движения этих
аппаратов должны применяться активные стабилизаторы, т. е. задачу стаби-
лизации должны решать бортовые исполнительные органы, создающие
управляющие усилия по всем каналам управления (по тангажу, курсу и кре-
ну). При этом задача управления движением усложняется, возрастает ее зави-
симость от характеристик ИОСУ движением ЛА. Учитывая, что ИОСУ поле-
том ЛА являются составной частью общей динамической системы, эффектив-
ность их оценивается с учетом характеристик ЛА как объекта управления.
Управляющий полетом ЛА момент, создаваемый ИОСУ, условно можно
разделить на три составляющие:
72
Мупр = Мпр + Мвозм + Мстаб,
где Мпр – программный управляющий момент, необходимый для ведения ЛА
по программной траектории; Мвозм – момент для отработки возмущающих
факторов, таких как эксцентриситет ВТ, эксцентриситет центра масс, несим-
метрия компоновки, деформации объектов конструкции и др. (этот момент
может быть наибольшим); Мстаб – момент, который развивается органами
управления в процессе стабилизации полета; он сравнительно небольшой и
зависит от быстродействия регулирования ВТ, качества переходных процес-
сов, характеристик ЛА.
Из анализа области применения следует, что особенностью современных
и перспективных верхних ступеней РН является то, что они должны выпол-
нять более сложные программы полета. Например, они должны выводить в
разные точки околоземных орбит несколько КА одной и разной массы, вы-
полнять быстродействующие маневры при формировании рабочих орбит КА
и др. В связи с этим повышаются требования к ИОСУ полетом, в частности к
способам регулирования ВТ двигателя. При выполнении более широких
функциональных задач ЛА увеличиваются требования к быстродействию и
точности регулирования ВТ двигателя, увеличивается загрузка ИОСУ поле-
том; при этом существенно возрастают требуемые управляющие моменты
для ведения ЛА по программным траекториям и для отработки возмущаю-
щих факторов. В связи с этим увеличиваются потребный диапазон регулиро-
вания ВТ двигателя, требуемая мощность приводов регулирующих органов,
возрастают потребные запасы топлива на компенсацию потерь импульса тяги
двигателя за счет управления полетом ЛА.
Из анализа конструктивных особенностей и опыта отработки следует,
что механические СУВТ могут обеспечить необходимые большие потребные
управляющие боковые силы путем отклонения камеры (или двигателя в це-
лом) на требуемый угол при минимальных затратах энергетики двигателя на
управление ВТ. Однако в связи с большой инерционностью качающейся си-
стемы и большой мощностью приводов при отработке режимов стабилиза-
ции полета могут возникать серьезные трудности в части обеспечения устой-
чивости процесса работы автомата стабилизации системы управления поле-
том 7, 8, 9. Это обусловлено тем, что в составе этих СУВТ имеются массо-
емкие подвижные агрегаты (камера или ЖРД в целом), сложные массоемкие
узлы шарнирной подвески, упругие (с нестабильными характеристиками)
подвижные узлы подачи компонентов топлива в камеру сгорания. Для кача-
ния двигателя требуются мощные силовые агрегаты (приводы) и бортовые
источники мощности для функционирования приводов. Кроме того, требует-
ся свободное пространство для перемещений объекта качания, что затрудня-
ет создание плотной компоновки ДУ.
В штатных условиях работы двигателя управляющее силовое воздей-
ствие на приводы поступает от бортового источника мощности, рабочим те-
лом которого является один из компонентов топлива работающего двигателя,
отбираемого из высоконапорной магистрали. До вступления в работу двига-
теля, а также для проведения предстартовых технологических операций ис-
пользуются дополнительные наземные или бортовые источники мощности,
отсоединяемые после запуска двигателя. Это усложняет схему СУВТ, ее от-
работку и технологию ее эксплуатации 4, 9, 10.
73
Вполне очевидно, что карданный подвес, гидроприводы и все взаимо-
действующие компоненты системы должны быть способны с достаточным
запасом выдерживать все нагрузки, действующие на расчетных установив-
шихся и переходных режимах работы. В результате анализа известных ис-
следований, в частности 9, 11, показано, что при стендовых испытаниях и
при штатной работе в процессе запуска двигателя могут создаваться кратко-
временные боковые силы в сопле камеры; передаваемые при этом нагрузки
на привод могут в несколько раз превышать нагрузки, действующие на уста-
новившемся режиме при штатном функционировании двигателя. В этой свя-
зи разработчик двигателя вынужден предусмотреть разработку более мощно-
го привода либо допускать вступление его в работу после запуска двигателя
и выхода его на установившийся режим.
Расчетными оценками показано, что эксцентриситет ВТ высотного ЖРД (с
большой степенью расширения сопла) возрастает при увеличении угла откло-
нения двигателя в связи с появлением нестационарных динамических состав-
ляющих, обусловленных изменением направления статических и динамиче-
ских нагрузок на элементы шарнирного узла и гидропривода, а также в связи с
появлением неравномерности донного давления (на днище) при отклоненном
положении двигателя. Упругость всей системы при качании работающего дви-
гателя значительно превышает (в ряде случаев на порядок) упругость «холод-
ного» (неработающего) двигателя, определяемую в цеховых условиях 9, 12.
При качании двигателя в одной плоскости (тангажа или курса), например
на 5о, совместная работа двух каналов (приводов) может отклонять двигатель
на угол 7о; следовательно, СУВТ и двигатель должны разрабатываться на бо-
лее широкий диапазон углов отклонений двигателя, либо в системе качания
необходимо применять ограничители углов отклонения двигателя и логику
их срабатывания.
Из анализа опыта отработки и результатов расчетных исследований 8, 9
следует, что в реальных условиях работы СУВТ двигателя с карданным под-
весом, имеющим по одному приводу в плоскости управления ВТ по каналам
тангажа или курса, может возникать взаимовлияние управления по этим ка-
налам, что повлияет на устойчивость процесса управления. Указанное взаи-
мовлияние состоит в том, что движение привода и элементов шарнирного
узла в одной плоскости стабилизации воздействует на привод и элементы
стабилизации в другой плоскости. Это может быть вызвано погрешностью
расположения мощных приводов, погрешностью их установки и крепления к
шарниру и опорному элементу корпуса ступени ракеты, недостаточной жест-
костью элементов конструкции шарнирного узла и опорных элементов кор-
пуса ступени ракеты и (или) двигателя. Большое взаимовлияние каналов при
невысоком быстродействии системы может привести к потере устойчивости
процесса управления 7, 8, 9.
Указанное выше ориентирует разработчика на использование гидропри-
водов с повышенным запасом по располагаемой мощности и прочности эле-
ментов конструкции. Однако запасы и без того мощных приводов еще более
усложняют задачу по обеспечению устойчивости рабочих процессов СУВТ
на режимах стабилизации полета ЛА.
Из результатов анализа следует, что СУВТ, основанные на качании ка-
меры или ЖРД в целом, отличаются сравнительно большой сложностью,
74
гидросистемы и узлы автоматики требуют повышенного количества телемет-
рических каналов управления и контроля работы механической СУВТ.
При таком большом количестве сложных составных частей механиче-
ская СУВТ оказывается наименее защищенной от случайных или преднаме-
ренных факторов, которые могут нарушить ее нормальную работу.
Все отмеченные особенности СУВТ, основанной на качании двигателя
(или камеры), диктуют необходимость высочайшей точности и технологиче-
ской дисциплины изготовления и сборки СУВТ, а также достаточного объе-
ма ее наземной отработки. Однако к одному из основных недостатков меха-
нической СУВТ высотных двигателей с высокой степенью расширения соп-
ла, основанных на качании маршевого двигателя (камеры), относится то, что
отработка ее в наземных условиях практически невозможна по большинству
параметров (при автономных испытаниях и с аппаратурой системы управле-
ния).
В этих условиях не обеспечивается надежная сертификация двигателя и
его СУВТ, так как доказательная документация о соответствии их требовани-
ям технического задания может базироваться только на прогнозируемой
надежности функционирования и параметров СУВТ со штатным (неукоро-
ченным) соплом двигателя, поскольку используются результаты цеховых и
огневых стендовых испытаний с укороченным ужесточенным соплом, полу-
ченные в условиях, существенно отличающихся от реальных и не поддающи-
еся физическому моделированию по многим факторам.
Все упомянутое диктует необходимость при проектировании и отработке
СУВТ предусмотреть этап летно-конструкторской отработки СУВТ в составе
двигателя штатной конструкции. Если основания для успешного завершения
летно-конструкторских испытаний недостаточны, то в каждом конкретном
объекте необходимо предусмотреть другой альтернативный вариант механи-
ческой или газодинамической СУВТ.
Упомянутых выше недостатков не содержит газодинамическая СУВТ,
основанная на вторичной инжекции в сверхзвуковую часть сопла основных
компонентов топлива или продуктов их сгорания [2, 5, 9]. ЖРДУ с такой
СУВТ не содержит массоемких подвижных агрегатов, мощных приводов их
качания, бортовых источников мощности. Стационарно закрепленный двига-
тель обладает высокими габаритно-массовыми характеристиками. Газодина-
мическая СУВТ обладает высоким быстродействием и наименьшим потреб-
лением энергии.
Преимущества газодинамических и сравнение их с указанными выше недо-
статками механических СУВТ (путем качания двигателя) были основанием для
принятия в середине 60-х годов прошлого столетия решения по разработке под
руководством М. К. Янгеля и его соратников принципиально новой в те времена
газодинамической СУВТ в составе нового ЖРД (15Д12) с дожиганием в камере
сгорания отработанного на турбине ТНА генераторного газа [2, 3, 5]. Использо-
вание двигателей 15Д12, 15Д169 с дожиганием выхлопного газа турбины в
основной камере сгорания и газодинамической системой регулирования век-
тора тяги путем вдува в сверхзвуковую часть сопла газа, отработавшего на
турбине ТНА, позволило создать в 60-х – 70-х годах прошлого столетия сту-
пени ракет 8К99 и 15А15, не имеющие до настоящего времени аналогов по
достигнутому высокому уровню характеристик [2, 3, 5, 13].
75
Дальнейшие многочисленные исследования, практика разработки и от-
работки газодинамических СУВТ подтверждают их преимущества: наиболее
высокую (из всех известных в настоящее время СУВТ) чувствительность ис-
полнительного органа к управляющему воздействию и наиболее высокое
быстродействие регулирования ВТ; малые габариты и вес элементов регули-
рования, их приводов и источников питания; отсутствие массоемких по-
движных элементов и сложной гидравлической системы, требующей выпол-
нения регламентных работ при хранении и при выполнении предстартовых
операций; возможность отработки элементов и всей СУВТ в наземных усло-
виях, в том числе и комплексных испытаний с аппаратурой системы управ-
ления; малые необходимые запасы топлива для регулирования ВТ двигателя
в обеспечение требуемого среднетраекторного наиболее вероятного импуль-
са боковых управляющих усилий; малые габариты и высокая плотность ком-
поновки ИОСУ в сочетании со стационарно закрепленным двигателем, что
позволяет создать сверхплотную компоновку ДУ и ступени ракеты с регули-
руемым ВТ.
В последнее десятилетие в результате разноплановых фундаментальных
и прикладных исследований в Институте технической механики Националь-
ной академии наук Украины и Государственного космического агентства
Украины (ИТМ НАНУ и ГКАУ) создана научно-техническая база и разрабо-
тан ряд новых газодинамических СУВТ, ориентированных на ЖРД верхних
ступеней ракет 13 – 25. Как известно, ЖРД такого назначения выполняются
без дожигания в камере сгорания выхлопного турбинного газа. В их составе
нет большерасходного газогенератора, и поэтому описанная выше система
газодинамического регулирования ВТ двигателя 15Д12 неприемлема для вы-
сотных ЖРД. Результаты многочисленных исследований 13, 14, 16, 20, 26
показали, что в составе таких ЖРД преимущества имеют системы газодина-
мического регулировании ВТ, основанные на использовании вторичной ин-
жекции в сверхзвуковую часть сопла жидких компонентов топлива, отбирае-
мых из высоконапорных топливных магистралей двигателя. Интенсивные
разработки новых газодинамических СУВТ начались с текущего десятилетия
в связи с разработкой новых типов ЖРД для верхних ступней ракет. Это –
двигатели с кольцевым вдувом отработанного на турбине генераторного газа
в сверхзвуковую часть сопла по направлению основного потока 4 и двига-
тели с дожиганием вдуваемого генераторного газа в сверхзвуковой части
сопла 18. Выхлопной газ турбины образует у стенки кольцевой слой низко-
температурного газа с большим избытком горючего и создает предпосылки
для обеспечения высокой экономичности создания боковых сил в сопле при
впрыске окислительного компонента топлива. В ЖРД с дожиганием выхлоп-
ного газа турбины в сверхзвуковой части сопла важнейшим является то, что
для регулирования вектора тяги могут быть использованы его основные агре-
гаты – штатные системы вдува газа и впрыска окислительного компонента
топлива; при этом не требуется дополнительное расходование топлива на
управление ВТ двигателя. Применительно к этим новым двигателям откры-
лись широкие перспективы повышения эффективности газодинамических
СУВТ за счет разработки новых принципиальных схем и конструктивных
решений, за счет выбора более рациональных режимов работы и программ
функционирования при решении задач управления полетом ступени ракеты.
76
За последние 5 лет более 10 научно-технических решений (способов и
устройств) по газодинамическому регулированию ВТ ЖРД выполнены на
уровне изобретений и защищены патентами Украины. Основные результаты
исследований новых СУВТ изложены ниже.
Новые СУВТ можно выделить в следующие группы:
1 – системы, использующие для управления ВТ вдуваемый в сопло двига-
теля генераторный газ и впрыскиваемый окислительный компонент топлива;
2 – системы, использующие для управления ВТ впрыск одного окисли-
тельного компонента топлива.
Одна из принципиальных схем двигателя с кольцевым вдувом в сопло
выхлопного газа и регулируемым ВТ показана на рисунке 1 [16]. Двигатель
содержит камеру сгорания 1 с соплом 2, турбонасосную систему 3 подачи
топлива в камеру сгорания. Выхлопной коллектор 4 турбины 5 соединен га-
зоводом 6 с кольцевым коллектором вдува газа 7, выполненном на камере в
средней части сопла. Внутренняя полость коллектора 7 соединена кольцевой
щелью Щ с внутренней проточной частью сопла. За щелью Щ вдува выхлоп-
ного газа турбины (в сечении А–А) в каждой четверти сопла в плоскостях
стабилизации ЛА (I, III – тангажа, II, IV – курса) установлены инжектирую-
щие узлы 8 управления вектором тяги. Каждый инжектирующий узел соеди-
нен с топливной высоконапорной окислительной магистралью двигателя и
снабжен приводом 9, на который поступают командные сигналы от системы
управления и стабилизации полета ЛА. Узел впрыска содержит форсунки
впрыска, выполненные в стенке сопла или в интерцепторном устройстве
впрыска (выноска IН – нулевое положение интерцептора, ІР – его рабочее
положение).
Разработанная к настоящему времени научно-техническая и расчетно-
методическая база 2 позволяет выполнить в полном объеме расчеты эконо-
мичности, термогазодинамических, тепломассообменных, прочностных, им-
пульсных и расходных характеристик такой СУВТ.
Исследования характеристик подобных СУВТ показали возможность и
практическую целесообразность использования вдуваемого в сопло выхлоп-
ного газа турбины для решения задачи управления полетом ступени. Так, в
15 предложено вдуваемый в сопло газ использовать для создания кренового
момента. Для этого кольцевой коллектор 7 (рис.1) разделяется перегородка-
ми 10 на четыре симметричные секции (сечение (Б–Б)Кр). Коллекторы 11
диаметрально противоположных секций соединены газоводами 12 с газорас-
пределителем 13Кр, управляемым приводом 14Кр по командам от системы
управления полетом ЛА. В «нулевом» положении газораспределителя 13Кр
газ распределяется равномерно в противоположные секции, а в крайне по-
вернутом (влево или вправо) 13Кр весь расход выхлопного газа направляется
в одну из пар противоположных секций коллектора.
Было также показано, что вдуваемый в сверхзвуковую часть сопла газ
может быть с высокой эффективностью использован для регулирования ВТ с
малыми управляющими усилиями, необходимыми и достаточными для ста-
билизации полета ступени ракеты. При этом выхлопной газ направляется ра-
диальными струями в каждую четверть (секцию) сопла. Каждые две диамет-
рально противоположные секции вдува (рис. 1, сечение (Б-Б)Т,К) соединены
с газораспределителями по тангажу 13Т и курсу 13К управляемыми приво-
дами 14Т и 14К по командам СУ полета.
77
Комплексные исследования энергомассовых характеристик ДУ с газоди-
намическим СУВТ показали, что в ряде случаев преимущества имеют СУВТ,
основанные на совместном использовании выхлопного газа и впрыскиваемо-
го окислительного компонента топлива, инжектируемого в набегающий
сверхзвуковой поток сопла. При постоянной массе СУВТ можно повысить
экономичность регулирования ВТ за счет последовательного применения
указанных рабочих тел 1, 14, 21.
Рис. 1
В частности, предложенный в 21 способ регулирования ВТ предусмат-
ривает последовательное применение вначале регулируемого несимметрич-
ного вдува выхлопного газа в сверхзвуковой поток сопла камеры двигателя
до полного его использования (для этого предложено распределять вдувае-
мый в сопло газ газораспределителем с приводом между узлами вдува кана-
лов управления ВТ по тангажу и курсу); а для дальнейшего увеличения боко-
вых управляющих усилий в сверхзвуковой поток за узлами вдува выхлопного
газа турбины впрыскивается окислительный компонент топлива. При этом
предложены разные способы распределения выхлопного газа и разные спо-
собы и устройства впрыска в сверхзвуковой поток компонента топлива, реа-
гирующего с выхлопным газом.
Повышение экономичности создания боковых сил возможно путем ин-
тенсификации процессов в сопле с увеличением скорости выделения энергии
инжектируемых потоков [16, 20]. При этом наибольший интерес представля-
ют интерцепторные системы впрыска окислителя в пристеночный слой вду-
ваемого выхлопного газа турбины.
Результаты комплексного анализа и сравнения многочисленных вариан-
тов впрыскивающих устройств показали, что среди предложенных наиболее
просты и близки к реализации устройства впрыска в сопло через центробеж-
ные форсунки или через выдвигаемые в сопло твердые интерцепторы пере-
гретого окислительного компонента топлива, отбираемого из выходного кол-
78
лектора охлаждающего тракта камеры двигателя. При подаче такой жидко-
сти в сопло она превращается в парожидкостную смесь и быстро испаряется
практически без затрат энергии набегающего потока. При этом интенсив-
ность взаимодействия с набегающим потоком резко повышается, в результа-
те чего повышается экономичность создания боковых управляющих усилий,
экономичность системы регулирования ВТ и двигателя в целом.
Особый интерес представляют газодинамические СУВТ в составе ЖРД с
дожиганием отработанного на турбине генераторного газа в сверхзвуковой ча-
сти сопла. Такой двигатель разработан в ИТМ НАНУ и ГКАУ и описан в па-
тенте 18. Двигатель обладает рядом преимуществ перед известными: в нем
достигается высокая удельная тяга, характерная для двигателей с дожиганием
отработанного на турбине генераторного газа, и при этом сохраняются высокие
массовые характеристики, которые имеют двигатели с выхлопом в окружаю-
щую среду отработанного на турбине газа, поступающего из малорасходного
газогенератора с давлением, примерно равным давлению в камере сгорания.
На рисунке 2 представлена принципиальная схема ЖРД с дожиганием
генераторного газа в сверхзвуковой части сопла 18.
Рис. 2
Генераторный газ турбины активного типа, полученный в газогенераторе
1 с рабочим давлением, приблизительно равным давлению продуктов сгора-
ния компонентов топлива в камере сгорания 2 двигателя, и отработанный на
турбине 3, направляется в кольцевой коллектор 4 и через кольцевую щель Щ
в сверхзвуковой поток сопла 5. Одновременно с кольцевым вдувом выхлоп-
ного генераторного газа в сверхзвуковую часть сопла подают окислительный
компонент топлива, отбираемый из магистрали 6 или из выходного коллек-
тора за охлаждающим трактом 7 камеры, направляют в коллектор впрыска 8
по магистрали 9 и далее в сопло камеры для обеспечения дожигания вдувае-
мого восстановительного генераторного газа, поступающего из щели.
Для увеличения протяженности зоны взаимодействия в сопле вдуваемого
выхлопного газа турбины и впрыскиваемого окислителя (с целью повышения
полноты дожигания вдуваемого газа) коллектор впрыска 8 располагается по-
сле щели вдува газа (рис. 2), в щели (рис. 2, выноска I-I) или до щели (рис. 2,
выноска I-II) 18. Требуемый диапазон регулирования ВТ обеспечивается
путем разделения кольцевых узлов вдува газа и впрыска жидкости на четыре
секции и регулируемого несимметричного распределения газа и окислитель-
ного компонента топлива между диаметрально противоположными секция-
79
ми. Для этого системы вдува и впрыска должны быть оснащены распредели-
тельно-регулирующими устройствами и приводами, соединенными с систе-
мой управления полетом ЛА.
В зависимости от требуемого диапазона регулирования ВТ, от требова-
ний к технологичности, к эксплуатационным и другим характеристикам
ЛА предложены 20, 23 разные способы и устройства газодинамических
СУВТ двигателей с дожиганием отработавшего на турбине генераторного
газа в сверхзвуковой части сопла.
Выполненные расчетные и экспериментальные исследования показали,
что для крупногабаритных ЖРД (типа применяемых на третьей ступени ра-
кеты космического назначения «Циклон-4», имеющих сопла с большим кри-
тическим сечением и большой степенью расширения газа в нем) преимуще-
ствами обладают СУВТ, использующие нерегулируемую систему выхлопа
турбинного газа, равномерную по кольцевой щели, выполненной на сверх-
звуковой части сопла. Они более просты конструктивно, не влияют на работу
турбины ТНА и выхлопной системы, используют более простую функцио-
нальную схему работы. Несмотря на то, что вдуваемый газ функционально не
участвует в создании боковых сил, однако он создает пристеночный слой го-
рючего газа, при взаимодействии с которым повышается эффективность со-
здания боковых сил впрыскиваемым окислительным компонентом топлива.
Показано, что в ЖРД с нерегулируемым кольцевым вдувом выхлопного
турбинного газа эффективно может быть использовано два типа схем систе-
мы управления вектором тяги:
1 – системы с распределенным по поперечному сечению впрыском окис-
лительного компонента топлива (рис. 2);
2 – системы с сосредоточенным в плоскостях управления ВТ впрыском
окислительного компонента топлива (рис. 1).
Первый тип СУВТ представляет наибольший интерес применительно к
двигателю новой схемы, а именно с дожиганием выхлопного турбинного газа
в сверхзвуковой части сопла [18]. Выбор расположения и конструктивных
особенностей устройств, впрыскивающих окислитель в пристеночный слой
вдуваемого генераторного газа (за щелью вдува, в щели или перед щелью
вдува) с целью его дожигания, является задачей, требующей решения. Вме-
сте с тем уже на данном этапе исследований показано, что в любом варианте
решения этой задачи можно организовать эффективное дожигание генера-
торного газа и повысить удельный импульс тяги двигателя, а также органи-
зовать эффективное регулирование ВТ сопла камеры двигателя путем пере-
распределения впрыскиваемого окислительного компонента топлива между
диаметрально противоположными сторонами сопла.
Второй тип СУВТ с сосредоточенным впрыском окислителя в сверхзву-
ковую часть сопла может быть эффективно использован в ЖРД как с дожи-
ганием выхлопного газа в сопле, так и в схемах без дожигания. К таким дви-
гателям, в частности, относится двигатель РД 861 с выхлопом турбинного
газа через выхлопные сопла, а также двигатель РД 861К с кольцевым вдувом
турбинного газа в сверхзвуковую часть сопла.
Для организации инжекции в сопло компонентов топлива этих двигате-
лей рассмотрен ряд вариантов конструктивных и схемных решений, отлича-
ющихся объемом и содержанием доработки штатных конструкций сопловых
блоков. Так как система регулирования ВТ двигателя совмещена с системой
80
дожигания газа, при регулировании ВТ практически не возникают потери
удельного импульса тяги двигателя.
Среди разработанных вариантов сосредоточенного (локального) впрыска
окислительного компонента топлива в пристеночный слой газового потока в
сопле, описанных в патентах [16, 17], наибольший интерес представляют ва-
рианты устройств впрыска окислителя через выдвигаемый в поток твердый
интерцептор.
Интерцепторная система впрыска основана на выдвижении в сверхзвуко-
вой поток сопла (примерно в средней его части) твердого интерцептора
(круглого или плоского) относительно небольших размеров с одновремен-
ным впрыском через него жидкого компонента топлива. Впрыском жидкости
решается задача защиты интерцептора от высокотемпературного и эрозион-
ного воздействия сверхзвукового потока, создаются дополнительные легко
регулируемые по величине боковые усилия и снижаются размеры твердого
интерцептора. В этом случае, в течение основного времени работы СУВТ на
стабильном участке полета изделия, когда требуются сравнительно неболь-
шие управляющие усилия Рупр, основную (большую) часть управляющего
усилия создает твердый интерцептор, а на кратковременных участках с по-
вышенными боковыми управляющими силами увеличение управляющих сил
обеспечивается форсированием расхода впрыскиваемой жидкости. При этом
используется твердый интерцептор малых размеров, а кратковременный фор-
сированный впрыск жидкости не требует большого увеличения запасов топ-
лива на работу СУВТ. При впрыске жидкости через интерцептор обеспечива-
ется более глубокое проникновение жидкости в боковые стороны над обтека-
емой поверхностью и повышается экономичность инжекции, так как при
этом резко расширяются возможности организации рационального распыли-
вания впрыскиваемой жидкости в пристеночном слое обтекаемой поверхно-
сти сопла, а следовательно, удается интенсифицировать процессы сгорания
топлива в пристеночном слое. Импульсные характеристики и работоспособ-
ность конструкции исполнительных органов СУВТ с интерцепторным
впрыском окислителя подтверждены многочисленными экспериментальны-
ми исследованиями при огневых испытаниях опытных конструкций в составе
ЖРД и РДТТ 1, 8, 27, 28, а также летными испытаниями в составе серийно-
го двигателя 11Д25 [29, 30].
Исследования газодинамической СУВТ для ЖРД с дожиганием в сопле
отработанного на турбине генераторного газа с совмещенной системой
управления ВТ показали, что наиболее рациональна схема с постоянным
суммарным расходом окислителя на впрыск в сопло в диаметрально проти-
воположные узлы впрыска по каждому каналу управления ВТ (по тангажу
или курсу) с плавным перераспределением расходов гидрораспределителем
(тангажа или курса) в противоположные секции сопла в пропорциях, соот-
ветствующих требуемому управляющему усилию (в соответствии с команда-
ми от системы управления полетом ЛА). В нулевом положении гидрораспре-
делителя окислительный компонент топлива поступает с одинаковыми рас-
ходами в обе противоположные секции сопла.
Отмеченные особенности вариантов схем и рабочих процессов в сопле
оказывают определенное влияние на статические, динамические, энергомас-
совые и эксплуатационные характеристики СУВТ, однако при этом сохраня-
81
ются все преимущества газодинамической СУВТ перед механической СУВТ,
отмеченные ранее [9, 13, 14, 16, 19, 29 – 31].
В качестве средств контроля функционирования и соответствия парамет-
ров СУВТ заданным значениям могут быть использованы применяемые на
многих двигателях и их СУВТ параметры, характеризующие положение при-
водов гидрораспределителей и давление перед форсунками впрыска окислите-
ля. При летных испытаниях в качестве обратной связи могут быть использова-
ны телеметрические данные о параметрах управления ориентацией ЛА.
Использование в рассмотренных новых схемах ДУ стационарного двига-
теля позволяет создавать ступени ракеты с высокой плотностью компоновки
за счет использования торовых топливных баков, как это реализовано на тре-
тьей ступени РН «Циклон-3» и второй ступени ракеты 15А15. Для ДУ типа
третьей ступени РН «Циклон-4» могут быть использованы торовые баки,
сбрасываемые после первого выключения двигателя, как это реализовано на
разгонном блоке «Фрегат-СБ» 19, 22.
В последние годы в ИТМ НКАУ и ГКАУ разрабатываются и исследуют-
ся комбинированные СУВТ, использующие совместно механические и газо-
динамические СУВТ, выполняющие раздельно задачи ведения ступени по
траектории полета и задачи стабилизации полета. Актуальность упомянутых
работ обусловлена тем, что современные и перспективные верхние ступени
ракет-носителей должны выполнять все более сложные программы полета.
Например, они должны выводить в разные точки околоземных орбит не-
сколько КА одной или разных масс, выполнять кратковременные маневры и
др. В связи с этим возрастают требования к ИОСУ полетом, в частности к
системам управления ВТ маршевых двигателей: увеличивается загрузка
СУВТ, повышаются требования к быстродействию, увеличиваются макси-
мальные потребные управляющие моменты для программного ведения ЛА по
заданной траектории и для компенсации больших возмущающих моментов,
увеличивается требуемый диапазон регулирования ВТ двигателя, требуемая
мощность приводов. Существенное увеличение Мпр и Мвозм неизбежно приво-
дит к снижению динамических качеств СУВТ и возможностей исполнитель-
ных органов одного типа выполнять упомянутые две функциональные задачи
(управление и стабилизация). В таких условиях некоторые из известных спо-
собов регулирования ВТ двигателя оказываются неспособными с достаточ-
ной надежностью исполнять дополнительные или расширенные функцио-
нальные задачи.
Предварительные исследования показали, что новые более широкие за-
дачи управления могут быть успешно решены в новой схеме ДУ при доос-
нащении примененных уже в двигателе известных механических СУВТ до-
полнительными (или резервными) газодинамическими СУВТ. Наиболее пер-
спективной является схема, в которой для создания больших управляющих
полетом боковых сил используется СУВТ с качанием маршевой камеры сго-
рания (или двигателя в целом). Для создания малых боковых сил, необходи-
мых и достаточных для стабилизации полета, используется высокодинамиче-
ская (быстрореагирующая) газодинамическая СУВТ.
Выводы.
1. Разработаны основы научно-технической базы для проектирования и
отработки ЖРД с новыми газодинамическими системами регулирования век-
82
тора тяги как исполнительного органа системы управления полетом верхней
ступени ракеты-носителя, разгонного блока космических аппаратов.
2. Обоснованы возможность создания и преимущества новых газодина-
мических систем регулирования вектора тяги, обладающих наиболее высо-
ким быстродействием и надежностью работы, высокими энергомассовыми и
габаритно-компоновочными характеристиками, более высокими функцио-
нальными возможностями и технологичностью полной наземной отработки.
3. Несмотря на то, что анализ особенностей механической и газодина-
мической систем управления ВТ выполнен в основном на обобщении резуль-
татов научно-исследовательских работ ИТМ НАНУ и ГКАУ, а также опыта
проектирования и отработки СУВТ ЖРД второй ступени ракеты 8К99 и тре-
тьей ступени ракеты «Циклон-4», большинство рассмотренных особенностей
могут быть характерными для ряда других жидкостных ДУ верхних ступеней
ракет.
4. Затронутые в статье вопросы создания двух типов СУВТ не охваты-
вают всех проблем, которые еще могут возникать. Некоторые положения,
сформулированные в настоящей работе, могут быть дискуссионными, однако
в частности и в целом могут представлять интерес и быть использованными
при проектировании и отработке новых или модернизируемых ДУ верхних
ступеней ракет с регулируемым ВТ.
1. Ракета как объект управления / И. М. Игдалов, Л. Д. Кучма, Н. В. Поляков, Ю. Д. Шептун / Под ред.
С. Н. Конюхова. – Днепропетровск : АРТ-Пресс, 2004. – 541 с.
2. Коваленко Н. Д. Ракетный двигатель как исполнительный орган системы управления полетом ракет /
Н. Д. Коваленко. – Днепропетровск : Институт технической механики НАНУ и НКАУ, 2003. – 412 с.
3. Конюхов С. Н. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро «Южное» / Под ред. С. Н. Ко-
нюхова. – Днепропетровск : ООО «Колор-Граф» ; ООО РА «Тандем-У», 2001. – 240 с.
4. Эскизный проект. Космический комплекс «Циклон-4». Система управления вектором тяги и электроп-
риводы. «Циклон-4». ПЗ 2.14.4 / ГКБЮ. – Днепропетровск, 2003. – 91 с.
5. Назаренко В. Ф. И. И. Иванов – конструктор, ученый, организатор / В. Ф. Назаренко // Техническая
механика. – 2003. – № 2. – С. 6 – 17.
6. А. с. 41014. Способ регулирования вектора тяги ЖРД «открытой» схемы / Н. Д. Коваленко, А. И. Животов,
Г. А. Стрельников. − 983819/40-23 ; заявл. 01.07.67 ; опубл. 25.02.68. Бюл. № 11. − 3 с.
7. Герасюта Н. Ф. О стабилизации ракеты с поворотным управляющим органом большой массы /
Н. Ф. Герасюта, И. М. Игдалов, В. М. Морозов, Н. Е. Зыков и др. // Ракетная и космическая техника. –
Сер. 1: Теория расчета, проектирования и конструирования ракетно-космической техники. – ГОНТИ-3. –
1981. – Вып. 3. – С. 18 – 32.
8. Sieter K Huzel, Et al. DESIGN OF LIQUID PROPELLENT ROCKET ENGINES SECOND EDITION //
NATIONAL AERONAUTICK AND SPACE ADMINISTRATION . – 1971. – № 71-29405-416. – 460 с.
9. Коваленко Н. Д. Особенности отработки системы управления вектором тяги высотных ЖРД / Н. Д.
Коваленко, Г. А. Стрельников, А. Д. Игнатьев, Г. Н. Коваленко, Ю. Д. Шептун // Вісник ДНУ. Ракетно-
космічна техніка. – 2008. – № 10/1. – С. 49 – 63.
10. Ракета-носитель «Зенит 3SL». Технические характеристики. Исполнительные органы системы управ-
ления полетом первой ступени / ГП «КБ «Южное». – Днепропетровск, 2000. – 121 с.
11. Шнякин В. Н. Экспериментальное определение боковых усилий, действующих на камеру двигателя
при запуске в барокамере / В. Н. Шнякин, А. Н. Коваленко, В. Н. Коваленко, А. В. Родькин, А. П. Мако-
тер // Авиационная и ракетно-космическая техника. Вестник самарского государственного аэрокосми-
ческого университета. – 2009. – № 3 (19). – С. 54 – 63.
12. Игнатьев А. Д. Приближенный метод определения возмущений давления и несимметричных боковых
сил, возникающих в сопле Лаваля при наличии малых, в том числе и локальных возмущений поверхно-
сти / А. Д. Игнатьев // Аэродинамика и нестационарный теплообмен. – Киев : Наук. думка, 1983. – С. 20 – 24.
13. Достигнутый уровень и некоторые направления создания ракетных двигателей / Н. Д. Коваленко,
Г. А. Стрельников, А. Е. Золотько, Г. Н. Коваленко // Техническая механика. – 2005. – № 2. – С. 38 – 49.
14. Коваленко Н. Д. Некоторые тенденции развития двигателестроения в ракетно-космической технике /
Н. Д. Коваленко, Г. А. Стрельников // Материалы ХІІ международного конгресса двигателестроителей :
Авиационно-космическая техника. – ХАИ, 2007. – № 7 (43). – С. 67 – 71.
15. Патент на винахід 70261 Україна, МПК F02К 9/00. Рідинний ракетний двигун з регульованим векто-
ром тяги / М. Д. Коваленко, Г .О. Стрельников, Г. М. Коваленко, Т. О. Коваленко ; заявник і патентово-
лодар Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. − а20031213429 ; заявл. 31.12.2003 ; опубл.
15.11.2006. Бюл. № 11. − 3 с.
83
16. Патент на винахід 71862 Україна, МПК F02К 9/42. Рідинна ракетна двигунна установка щільного
компонування з регульованим вектором тяги / М. Д. Коваленко, Г. О. Стрельников, Г. М. Коваленко ;
заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. − а20031213350 ; заявл.
31.12.2003 ; опубл. 15.05.2006. Бюл. № 5. − 6 с.
17. Патент на винахід 86958 Україна, МПК F02К 9/00. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором
тяги / М. Д. Коваленко, Г. О. Стрельников, Г. М. Коваленко, О. В. Хоменко, Т. О. Коваленко, Н. П. Сирот-
кіна ; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. − а200607625 ; заявл.
07.07.2006 ; опубл. 10.06.2009. Бюл. № 11. − 10 с.
18. Патент на винахід 86966 Україна, МПК F02К 9/42. Спосіб допалювання відпрацьованого генераторно-
го газу турбіни турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна та пристрій для його застосуван-
ня / М. Д. Коваленко, Г. О. Стрельников, Г. М. Коваленко, О. В. Хоменко, Т. О. Коваленко, Н. П. Сирот-
кіна ; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. − а2006 10599 ; заявл.
06.10.2006 ; опубл. 10.06.2009. Бюл. № 11. − 16 с.
19. Патент на винахід 88761 Україна, МПК F02К 9/42. Рідинна ракетна двигунна установка щільного
компонування з регульованим вектором тяги / М. Д. Коваленко, Г. О. Стрельников, Г. М. Коваленко ;
заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. − а2005 08030 ; заявл.
15.08.2005 ; опубл. 25.11.2009. Бюл. № 22. − 10 с.
20. Патент на винахід 94359 Україна, МПК F02К 9/00. Рідинний ракетний двигун з допалюванням відпра-
цьованого на турбіні генераторного газу та з регульованим вектором тяги / М. Д. Коваленко, Г. О. Стре-
льников, Г. М. Коваленко, О. Д. Ігнатьєв, Т. О. Коваленко, Н. П. Сироткіна ; заявник і патентоволодар
Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. − а2010 05331; заявл. 30.04.2010 ; опубл. 26.04.2011. Бюл.
№ 8. − 10 с.
21. Патент на винахід 95575 Україна, МПК F02К 9/00. Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного
двигуна та рідинний ракетний двигун з його застосуванням / М. Д. Коваленко, Г. О. Стрельников, Г. М. Ко-
валенко, О. Д. Ігнатьєв, Т. О. Коваленко, Н. П. Сироткіна ; заявник і патентоволодар Інститут технічної
механіки НАНУ і НКАУ. − а2010 07629 ; заявл. 18.06.2010 ; опубл. 10.08.2011. Бюл. № 15. − 12 с.
22. Патент на винахід 96096 Україна, МПК F02К 9/00. Рідинна ракетна двигунна установка щільного компо-
нування з регульованим вектором тяги / М. Д. Коваленко, Г. О. Стрельников, Г. М. Коваленко, О. Д. Ігна-
тьєв ; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. − а2010 11468 ; заявл.
27.09.2010 ; опубл. 26.09.2011. Бюл. № 18. − 6 с.
23. Патент на винахід 98431 Україна, МПК F02К 9/00. Рідинний ракетний двигун з допалюванням в надзву-
ковій частині сопла відпрацьованого на турбіні генераторного газу та з регульованим вектором тяги /
М. Д. Коваленко, Г. М. Коваленко, Н. П. Сироткіна ; заявник і патентоволодар Інститут технічної меха-
ніки НАНУ і НКАУ. − а2011 07964 ; заявл. 23.06.2011 ; опубл. 10.05.2012. Бюл. № 9. − 8 с.
24. Заявка а 2011 12467 Україна, МПК F02К 9/00. Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного
двигуна та рідинний ракетний двигун з його застосуванням / М. Д. Коваленко, Т. О. Коваленко,
Н. П. Сироткіна, Ю. Д. Шептун ; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і
НКАУ. – Заявл. 24.10.11 ; опубл. 02.11.11. Бюл. № 12. – 10 с.
25. Заявка а 2011 14384 Україна, МПК F02 К 9/00. Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного
двигуна та рідинний ракетний двигун з його застосуванням / М. Д. Коваленко, Ю. Д. Шептун,
Г. О. Стрельников, Т. О. Коваленко, Н. П. Сироткіна ; заявник Інститут технічної механіки НАНУ і
НКАУ. – Заявл. 05.12.2011 ; опубл. 02.11.11. Бюл. № 12. – 11 с.
26. Коваленко Н. Д. Исследование интерцепторов с впрыском жидкости в сверхзвуковой поток / Н.
Д. Коваленко, В. В. Харитонов // Техническая механика ракетно-космических систем. – Сб. науч. Тру-
дов ИТМ НАНУ и НКАУ. – Киев : Изд. «Наук. думка», 1986. – Вып. 2. – С. 150 – 153.
27. Коваленко Н. Д. Некоторые принципиальные схемы систем термогазодинамического регулирования
вектора тяги жидкостных ракетных двигателей / Н. Д. Коваленко, Г. Н. Коваленко, Г. А. Стрельников //
Техническая механика. – 2003. – № 2. – С. 33 – 40.
28. Коваленко Н. Д. Исследование термогазодинамических процессов в элементах энергоустановок и тех-
нологического оборудования / Н. Д. Коваленко, Г. А. Стрельников, Г. Н. Коваленко, Е. Л. Токарева и др. //
Техническая механика. – 2008. – № 2. – С. 43 – 57.
29. Коваленко Н. Д. Определение боковых сил в сопле ЖРД при впрыске компонентов топлива в сверхз-
вуковую часть сопла по телеметрической информации летных испытаний / Н. Д. Коваленко, В. Н.
Шнякин, О. А. Аксюта, Г. Н. Коваленко и др. // Космическая техника. Ракетное вооружение. – ГП «КБ
«Южное». – 2008. – № 1. – С. 91 – 105.
30. Коваленко Н. Д. О работоспособности камеры ЖРД при впрыске в сверхзвуковую часть сопла окисли-
тельного компонента топлива / Н. Д. Коваленко, А. В. Макаров, О. Е. Аксюта, Е. Л. Токарева // Косми-
ческая техника. Ракетное вооружение. – ГП «КБ «Южное». – 2010. – № 1. – С. 86 – 102.
31. Коваленко Т. А. Сравнение органов управления космической ступени ракеты-носителя / Т. А. Ковален-
ко, Н. Д. Коваленко, Ю. Д. Шептун // Вісник ДНУ. Ракетно-космічна техніка. – 2011. – № 14. – С. 64 –
71.
Институт технической механики Получено 09.10.13,
НАНУкраины и ГКА Украины, в окончательном варианте 24.10.13
Днепропетровск
|
| id | nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-88417 |
| institution | Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| issn | 1561-9184 |
| language | Russian |
| last_indexed | 2025-12-07T18:24:38Z |
| publishDate | 2013 |
| publisher | Інститут технічної механіки НАН України і НКА України |
| record_format | dspace |
| spelling | Коваленко, Н.Д. Стрельников, Г.А. Коваленко, Г.Н. Коваленко, Т.А. Токарева, Е.Л. Игнатьев, А.Д. Сироткина, Н.П. 2015-11-14T14:19:53Z 2015-11-14T14:19:53Z 2013 Газодинамические системы регулирования вектора тяги жидкостных ракетных двигателей как исполнительные органы системы управления полетом верхних ступеней ракет / Н.Д. Коваленко, Г.А. Стрельников, Г.Н. Коваленко, Т.А. Коваленко, Е.Л. Токарева, А.Д. Игнатьев, Н.П. Сироткина // Техническая механика. — 2013. — № 4. — С. 70-83. — Бібліогр.: 31 назв. — рос. 1561-9184 https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/88417 629.785:533.6.013.14 Представлены результаты разработок и исследований новых газодинамических систем управления вектором тяги маршевых однокамерных жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, полученные в течение последних 5 лет в Институте технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины. Отмечаются их преимущества перед известными механическими системами. Наведено результати розробок і досліджень нових газодинамічних систем управління вектором тяги маршевих однокамерних рідинних ракетних двигунів верхніх ступенів ракет-носіїв, отримані протягом останніх 5 років в Інституті технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України. Відзначаються їх переваги перед відомими механічними системами. The results of five-year developments and studies in new gas dynamic systems of thrust-vector control of cruise one-chamber liquid rocket engines for the upper stages of launch vehicles at the Institute of Technical Mechanics of the National Academy of Sciences of Ukraine and the State Space Agency of Ukraine are reported. Their advantages over the known mechanical systems are noted. ru Інститут технічної механіки НАН України і НКА України Техническая механика Газодинамические системы регулирования вектора тяги жидкостных ракетных двигателей как исполнительные органы системы управления полетом верхних ступеней ракет Article published earlier |
| spellingShingle | Газодинамические системы регулирования вектора тяги жидкостных ракетных двигателей как исполнительные органы системы управления полетом верхних ступеней ракет Коваленко, Н.Д. Стрельников, Г.А. Коваленко, Г.Н. Коваленко, Т.А. Токарева, Е.Л. Игнатьев, А.Д. Сироткина, Н.П. |
| title | Газодинамические системы регулирования вектора тяги жидкостных ракетных двигателей как исполнительные органы системы управления полетом верхних ступеней ракет |
| title_full | Газодинамические системы регулирования вектора тяги жидкостных ракетных двигателей как исполнительные органы системы управления полетом верхних ступеней ракет |
| title_fullStr | Газодинамические системы регулирования вектора тяги жидкостных ракетных двигателей как исполнительные органы системы управления полетом верхних ступеней ракет |
| title_full_unstemmed | Газодинамические системы регулирования вектора тяги жидкостных ракетных двигателей как исполнительные органы системы управления полетом верхних ступеней ракет |
| title_short | Газодинамические системы регулирования вектора тяги жидкостных ракетных двигателей как исполнительные органы системы управления полетом верхних ступеней ракет |
| title_sort | газодинамические системы регулирования вектора тяги жидкостных ракетных двигателей как исполнительные органы системы управления полетом верхних ступеней ракет |
| url | https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/88417 |
| work_keys_str_mv | AT kovalenkond gazodinamičeskiesistemyregulirovaniâvektoratâgižidkostnyhraketnyhdvigateleikakispolnitelʹnyeorganysistemyupravleniâpoletomverhnihstupeneiraket AT strelʹnikovga gazodinamičeskiesistemyregulirovaniâvektoratâgižidkostnyhraketnyhdvigateleikakispolnitelʹnyeorganysistemyupravleniâpoletomverhnihstupeneiraket AT kovalenkogn gazodinamičeskiesistemyregulirovaniâvektoratâgižidkostnyhraketnyhdvigateleikakispolnitelʹnyeorganysistemyupravleniâpoletomverhnihstupeneiraket AT kovalenkota gazodinamičeskiesistemyregulirovaniâvektoratâgižidkostnyhraketnyhdvigateleikakispolnitelʹnyeorganysistemyupravleniâpoletomverhnihstupeneiraket AT tokarevael gazodinamičeskiesistemyregulirovaniâvektoratâgižidkostnyhraketnyhdvigateleikakispolnitelʹnyeorganysistemyupravleniâpoletomverhnihstupeneiraket AT ignatʹevad gazodinamičeskiesistemyregulirovaniâvektoratâgižidkostnyhraketnyhdvigateleikakispolnitelʹnyeorganysistemyupravleniâpoletomverhnihstupeneiraket AT sirotkinanp gazodinamičeskiesistemyregulirovaniâvektoratâgižidkostnyhraketnyhdvigateleikakispolnitelʹnyeorganysistemyupravleniâpoletomverhnihstupeneiraket |