СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ЗАПУСКОМ ЖИДКОСТНЫХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
METHOD TO CONTROL LAUNCH OF LIQUID PROPELLANT ROCKET ENGINES OF SPACE ROCKET

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения (РКН) на стартовой позиции.
В космической технике известен выбранный в качестве прототипа способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты, заключающийся в зажигании топлива в камерах сгорания двигателей, в выходе всех двигателей на режим тяги предварительной ступени, выдерживании тяги на режиме предварительной ступени в течение заданного по циклограмме времени, проверке работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени, выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень в случае, если все они работоспособны, и выдаче команды на выключение всех двигателей, если хотя бы один из них неработоспособен (см. [1]).
Известный способ управления запуском двигателей позволяет выявить аномалии в работе двигателей на режиме тяги предварительной ступени, когда ракета еще не может уйти со старта. В случае выявления неработоспособности хотя бы одного двигателя осуществляется так называемый «сброс схемы» [1], т.е. автоматическая отмена запрограммированных операций запуска двигателей и переход к операциям аварийного выключения всех двигателей с перекрытием питающих магистралей. Тем самым известный способ сохраняет ракету и стартовые сооружения от разрушения в случае своевременного обнаружения неисправности какого-либо двигателя на режиме тяги предварительной ступени. Однако известный способ не позволяет выявить аварийные ситуации с электрогидравлическими сервоприводами (ЭГС), которые обеспечивают отклонение качающихся частей двигателей от своих средних положений. К числу таких аварийных ситуаций, как показывает опыт работы КБ «Салют» ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, относятся обрыв электрической обмотки электромеханического преобразователя, заклинивание золотника гидроусилителя, засорение сопла гидроусилителя и др. Эти аварийные ситуации особенно опасны в случае, когда ЭГС снабжены гидрозамками, срабатывающими при достижении давления в гидросистемах заданного значения и освобождающими штоки ЭГС. Такие ЭГС невозможно проверить непосредственно перед запуском двигателей до достижения тягой определенного значения, обеспечивающего необходимое для срабатывания гидрозамка давление в гидросистеме.
Известный способ не позволяет также устранить последствия ряда факторов, приводящих к отклонению качающейся части двигателя от продольной оси ракеты при нулевом командном сигнале, поступающем от системы управления (СУ) на ЭГС. К числу этих факторов относятся:
- так называемое «смещение нуля» ЭГС при подаче давления в ЭГС и срабатывании гидрозамка;
- «просадка» штока ЭГС под действием внешней нагрузки из-за наличия перетечек рабочей жидкости в ЭГС, из-за наличия воздушных пузырей в гидросистеме и др.;
- «прогиб» конструкции двигателя и РКН под действием силы тяги;
- люфты в конструкции двигателя и ЭГС и др.
Указанное отклонение качающейся части двигателя при нулевом командном сигнале от СУ на участке старта ракеты может при действии других возмущающих факторов (например, ветра) привести к соударению ракеты со стенками стартового заглубления или другими стартовыми сооружениями.
Задачей предлагаемого изобретения является разработка способа управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения, позволяющего:
- выявить аварийную ситуацию с ЭГС еще до отрыва РКН от стартового стола и в этом случае отменить старт ракеты;
- при отсутствии признака аварийной ситуации с ЭГС скомпенсировать отклонение качающейся части двигателя при нулевом командном сигнале от СУ.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение вероятности безаварийного старта ракеты.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления запуском жидкостных реактивных двигателей РКН, заключающемся в зажигании топлива в камерах сгорания двигателей, выходе всех двигателей на режим тяги предварительной ступени, выдерживании тяги на режиме предварительной ступени в течение заданного по циклограмме времени, проверке работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени, выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень в случае, если все они работоспособны, и выдаче команды на выключение всех двигателей, если хотя бы один из них неработоспособен, в соответствии с изобретением, при использовании двигателей, качающиеся части которых отклоняются от среднего положения с помощью электрогидравлических сервоприводов, снабженных гидрозамками, одновременно с проверкой работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений и выдают команду на выключение всех двигателей при превышении заданного значения величиной измеренного углового отклонения качающейся части хотя бы одного двигателя, а при отсутствии таких превышений при выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на режим главной ступени одновременно формируют команды управления отклонениями качающихся частей двигателей от их средних положений с учетом измеренных угловых отклонений качающихся частей двигателей.
Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется фиг.1.
Фиг.1 - типовой закон изменения тяги при запуске двигателя (минимальное, номинальное и максимальное значения тяги).
Рассмотрим в качестве примера РКН, включающую центральный блок и четыре боковых блока. Каждый из пяти блоков РКН содержит двигатель, качающаяся часть которого отклоняется в кардановом подвесе в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях с помощью двух ЭГС.
До включения двигателя оба ЭГС находятся на гидрозамках, при этом полости гидроцилиндров отсоединены от питающих и сливных магистралей, а штоки ЭГС, механически связанные с поршнями, занимают фиксированные положения. В таком состоянии выявить возможные неисправности ЭГС невозможно.
2
В соответствии с циклограммой запуска двигателей, вначале подается команда на запуск двигателя центрального блока, а через 0,5 с - команда на запуск двигателей боковых блоков. Типовая зависимость тяги двигателя центрального блока от времени показана на фиг.1. При достижении тягой двигателя значения, равного приблизительно 30% от номинального (≈60 тс), давление в гидросистеме РКН достигает 30…70 кгс/см, силы давления в ЭГС преодолевают силы пружин гидрозамков и штоки ЭГС освобождаются и практически скачкообразно занимают новые положения, соответствующие так называемому «гидравлическому» нулю углового отклонения качающейся части двигателя.
При достижении тягами двигателей тяги предварительной ступени (ПСТ) (составляющей приблизительно 120 тс) в соответствии циклограммой запуска двигатели в течение определенного времени выдерживаются на режиме ПСТ. В соответствии с предлагаемым способом после выхода тяги всех двигателей на режим ПСТ, одновременно с проверками работоспособности всех двигателей, измеряют отклонения  качающихся частей каждого двигателя (i - номер двигателя) от их средних положений. Измерения углов  можно осуществить с помощью потенциометрических датчиков, установленных на штоках ЭГС, либо с помощью тросиковых датчиков угла отклонения камер двигателей. В перспективе возможно использование лазерных датчиков. Измерения можно проводить однократно, либо периодически (например, через промежутки времени, равные такту бортовой цифровой машины, входящей в состав системы управления (СУ) РКН).
Если ЭГС имеет неисправность типа обрыва электрической обмотки электромеханического преобразователя, заклинивания золотника гидроусилителя, засорения сопла гидроусилителя и др., то после снятия ЭГС с гидрозамка шток ЭГС будет непрерывно перемещаться к крайнему положению (так называемое явление «самохода» штока), при этом качающаяся часть двигателя отклонится на максимальный угол, создавая возмущающий момент недопустимой величины. В соответствии с предлагаемым способом в этом случае выдается команда на выключение всех двигателей и ракета остается на старте. Для идентификации «самохода» измеренное угловое отклонение качающейся части двигателя сравнивают с заранее определенным заданным значением (для рассматриваемой РКН это значение составляет 4°…6°).
При отсутствии превышений величинами угловых отклонений качающихся частей двигателей предельно допустимых значений (естественно при условии, что проверка всех двигателей показала их работоспособность) процесс запуска двигателей продолжается и выдается команда на перевод всех двигателей на режим тяги главной ступени.
В этом случае в соответствии с предлагаемым способом измеренные угловые отклонения  качающихся частей двигателей учитываются в управлении движением РКН для компенсации создаваемых ими возмущающих моментов. В известном способе управления запуском двигателя такая компенсация не предусматривается, в результате чего к моменту включения автомата стабилизации СУ, РКН уже может «накопить» недопустимый угол и угловую скорость отклонения от вертикали, что в некоторых неблагоприятных ситуациях (например, при действии «помогающего» ветра) может привести к соударению заглубленного сопла двигателя ракеты со стенками газохода. Включение автомата стабилизации осуществляется лишь после прохождения команды «Контакт подъема» при подъеме РКН на высоту около 30 мм.
В предлагаемом способе команды на отклонение качающихся частей двигателей формируются раньше - после команды на перевод тяги всех двигателей на режим главной ступени. С этой целью измеренные отклонения  учитываются при формировании команд управления отклонениями качающихся частей двигателей от их средних положений (например, ) вычитаются из командных сигналов , поступающих от автомата стабилизации СУ). До момента включения автомата стабилизации .
Разности  подаются на ЭГС, что позволяет еще до включения автомата стабилизации уменьшить влияние возмущений, связанных с несанкционированными отклонениями качающихся частей двигателей.
Таким образом, благодаря реализации предложенного в изобретении технического решения, достигается повышение вероятности безаварийного старта ракеты.
Источники информации
1. В.И. Феодосьев. Основы техники ракетного полета. М., «Наука», 1981 г., стр.138-139.