Способ работы матрицы твердотопливных реактивных микродвигателей с возобновляемым топливным наполнением
METHOD FOR OPERATION OF THE MATRIX OF SOLID PROPELLANT JET MICROENGINES WITH RENEWABLE FUEL FILLING

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов (МКА) и предназначено для использования в качестве маневрового управления матрицей микродвигателей малоразмерных космических аппаратов. В патенте US20100258411 А1 «Интеллектуальная система регулировки контейнера» (опубл. 14.10.2010 г.) приведен способ настройки направляющих конвертерной системы с приводами, получающими команды от интерфейса. Приводы могут использовать поворотные механизмы контролирующие положение элементов контейнера.
Такие системы могут работать в составе силовых установок, содержащих группу идентичных двигателей с разными текущими и последующими режимами функционирования. Недостатком приведенных в качестве аналогов систем является отсутствие описания алгоритмов и средств управления большими группами идентичных двигателей с учетом их адресного снабжения топливом в соответствии с его текущим и прогнозируемым расходом.
В статье «Силовая установка на основе дистанционно управляемой матрицы микродвигателей» (В.В. Бирюк, В.В. Кузнецов, Г.И. Леонович, С.В. Лукачев // Проблемы и перспективы развития двигателестроения. Сборник, докладов. Междунар. науч.-техн. конф. 23-25 июня 2021 г. Т. 2. - С. 311-312) отмечена перспективность разработки неуправляемых керамических микродвигателей (КНМД) различных типов, форм и применяемых видов топлива, формирование функционально распределенных массивов (матриц) микродвигателей, позволяющих существенно уменьшить время отклика системы на изменение объема и скорости подачи топлива. В статье не предложен способ управления микродвигателями.
Наиболее близким по технической сущности к предполагаемому изобретению является способ работы мультивекторной матричной ракетной двигательной системы с цифровым управлением величиной и направлением тяги двигательных ячеек для малоразмерных космических аппаратов (Патент РФ №2700299, опубл. 16.09.2019 г.). Система содержит кольцеобразную монолитную термостойкую диэлектрическую подложку с конусообразными микропорами, заполненными твердым топливом, с радиальной ориентацией всех продольных осей конусообразных микропор вершинами на центр круглой диэлектрической подложки. Управление матричной ракетной двигательной системой осуществляется с бортового компьютера космического аппарата и обеспечивает запуск определенного количества однотипных микродвигателей создающих необходимый вектор тяги. Главным достоинством этой системы, принятой в качестве прототипа предлагаемого изобретения, является высокая оперативность управления корректировкой орбиты космического аппарата. Ее недостаток связан с одноразовым применением каждого микродвигателя матрицы из-за отсутствия возобновляемого топливного наполнения камер сгорания микродвигателей.
Целью предлагаемого изобретения является разработка способа автоматического управления мультивекторной матричной ракетной двигательной системой космического аппарата с периодическим возобновлением подачи в камеры сгорания микродвигателей топливных капсул и регулирование вектора и величины тяги микродвигателей малоразмерных космических аппаратов.
Поставленная цель достигается тем, что в способе автоматического управления мультивекторной матричной ракетной двигательной системой малоразмерных космических аппаратов применена матрица, содержащая плоскую круглую диэлектрическую подложку с установленными на ее поверхностях микродвигателями с камерами сгорания и соплами, электрического воспламенения топливных капсул, коммутатор адресов микродвигателей, дешифратор данных, блок памяти отработанных кодовых комбинаций, контроллер, прямую и обратные электрические связи компьютера космического аппарата с органами управления и элементами системы матрицы, причем на каждой из круглых поверхностях подложки - верхней, нижней и вертикальной, дополнительно установлены по меньшей мере четыре микродвигателя с камерами сгорания и соплами; реактивная тяга микродвигателей, которые установлены на нижней и верхней горизонтальных поверхностях подложки, используется соответственно, для ускорения или для торможения космического аппарата, а тяга микродвигателей установленных на вертикальной поверхности подложки, используется для поворотов космического аппарата; матрица снабжена дополнительными топливным заправочным устройством, двумя горизонтальными и одной вертикальной вращающимися кольцевыми лентами; первая и вторая горизонтальные ленты установлены, соответственно, перед камерами сгорания микродвигателей производящих ускорение или торможение космического аппарата, а третья вертикальная лента установлена перед камерами сгорания микродвигателей используемых для поворотов космического аппарата; на поверхностях каждой из этих лент последовательно расположены отверстия и огнеупорные кремневые пластины, эти отверстия служат для открытия пустых камер сгорания и подачи в них топливных капсул, а кремневые пластины для закрытия камер сгорания заполненных топливными капсулами; способ управления обеспечивает многократную пневматическую подачу топливных капсул из дополнительного топливозаправочного устройства в камеры сгорания отработавших микродвигателей. Система автоматического управления осуществляет контроль и определение номеров микродвигателей и наличие топливных капсул в их камерах сгорания, контроль и определение номеров и положения вращающихся кольцевых транспортных лент, пневматическую подачу топливных капсул из топливного заправочного устройства в камеры сгорания, выбор номеров и числа микродвигателей запускаемых по команде компьютера космического аппарата с целью обеспечения требуемого вектора ускорения, торможения или поворота этого аппарата; управление элементами матрицы производят с помощью прямых электрических сигналов подаваемых из управляющего компьютера, передачу обратных сигналов в устройство контроля элементов матрицы.
На Фиг. 1 приведена блок-схема автоматического управления мультивекторной матричной двигательной системой малоразмерных космических аппаратов. Она содержит следующие элементы: компьютер космического аппарата 1, средства контроля технического состояния элементов матрицы - 2, коммутатор номеров микродвигателей и транспортных лент - 3, средства определения номеров камер сгорания без топливных капсул - 4, дешифратор данных по камерам сгорания - 5, средства перемещения транспортных лент с установкой их окон перед камерами сгорания микродвигателей без топливных капсул - 6, средства пневматического ввода топливных капсул в пустые камеры сгорания - 7, выбор числа и номеров микродвигателей, создающих векторы ускорения, средства торможения, поворота космического аппарата - 8, закрытия входа в камеры сгорания огнеупорными пластинами транспортных лент - 9, средства электрического зажигания топливных капсул в камерах сгорания выбранных микродвигателей - 10, блок памяти кодовых комбинаций - 11, дешифратор данных о номерах отработавших микродвигателях - 12, операции по пневматической подаче топливных капсул в пустые камеры сгорания микродвигателей - 13.
Предлагаемый способ работы матрицы твердотопливных реактивных микродвигателей осуществляют следующим образом. На первом этапе способа по сигналу компьютера космического аппарата 1 производят контроль технического состояния элементов матрицы 2 и наличия топливных капсул в камерах сгорания микродвигателей. Эти данные передают в коммутатор номеров микродвигателей и транспортных лент 3, далее производят определение номеров камер сгорания без топливных капсул 4 и передают их в дешифратор данных по камерам сгорания 5. Если камеры сгорания одного или нескольких микродвигателей не содержат топливных капсул, подают сигнал в систему управления перемещением транспортных лент, с установкой их окон перед камерами сгорания без топливных капсул 6 в положения, обеспечивающие пневматическую подачу топливных капсул из заправочного топливного устройства через отрытые окна кольцевых транспортных лент в опорожненные камеры сгорания 7, производится выбор числа и номеров микродвигателей, которые будут производить ускорение, торможение или поворот космического аппарата 8. Эти данные по линии обратной связи передают в компьютер космического аппарата. Если в камерах сгорания имеются топливные капсулы, то система управления подает электрические сигналы для перемещения соответствующих транспортных лент с их остановкой в положения, обеспечивающие закрытие входа в эти камеры сгорания огнеупорными кремниевыми пластинами 9. Затем подается сигнал на электрическое зажигание топливных капсул в камерах сгорания этих микродвигателей 10, который также подается в блок памяти кодовых комбинаций 11 и в дешифратор данных о номерах отработавших микродвигателей 12. Продукты сгорания работающих микродвигателей ускоряются в соплах и обеспечивают требуемую корректировку векторов движения, торможения или поворота космического аппарата. На следующем этапе работы предлагаемого способа, производят перемещение соответствующих подвижных транспортных лент в положения, которые позволяют обеспечить пневматическую подачу топливных капсул 13 из заправочной топливной системы, через открытые отверстия транспортных лент, в опорожненные камеры сгорания. После зажигания топливных капсул в камерах сгорания, по линии обратной связи подают данные для контроля технического состояния элементов матрицы 2.