Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания
SYSTEM FOR CONTROLLING THE PROPULSION SYSTEM OF AN AIRCRAFT WITH A PUMP-BASED SYSTEM FOR SUPPLYING POWDERED METAL INTO THE COMBUSTION CHAMBER

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках ракет.
Известна /1/ система управления режимом жидкостного ракетного двигателя, которая содержит различные блоки задания и коммутации управляющих сигналов времени, сравнения, разрешения, усилительно-преобразующее устройство, источник электропитания, исполнительные органы и т.д., при этом в системе применение насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания не рассматривается.
Использование гелеобразных жидких горючих с металлическими присадками в двигательных установках является одним из направлений развития жидкостного ракетного двигателестроения, при этом стабильная работа двигательной установки возможна при разрушении гелированной структуры горючего при течении его по трубопроводу подачи, при этом возможным путем разрушения структуры может быть обнаруженная зависимость тиксотропических свойств от температуры (/2, с. 222-223/).
Другими вариантами разрушения гелированной структуры горючего может быть активация процессов в различных жидких средах вращающимся электромагнитным полем /3, 4/ с добавлением в жидкую среду частиц металлов титана, никеля, других ферромагнетиков /3/ с одновременным переводом обрабатываемой среды в режим кавитации /4/, осуществляемая в активаторах с рабочим участком в форме трубы с наружным электромагнитным индуктором.
Однако в двигательных установках, использующих гелеобразное горючее с металлическими присадками, такие варианты воздействия на горючее непригодны по той причине, что металлические присадки вводятся в состав горючего не во время обработки его вращающимся электромагнитным полем, а предварительно во время гелеобразования.
Запуск и работа двигательной установки с ЖРД являются сложной процедурой, при этом комплектация двигательной установки аппаратурой автоматики, циклограмма их работы зависят от типа системы подачи (вытеснительная или насосная), типа двигателя (двигатель с дожиганием генераторного газа или без него и др.), состава ракетного топлива (пара «горючее-окислитель») и др. характеристик (напр., /5, 6/).
Известна /7/двигательная установка летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания двигателя, которая содержит бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлическую магистраль между баком и камерой сгорания с электромагнитным регулятором вязкости гелеобразного горючего, расположенным перед насосным агрегатом.
В состав двигательной установки введено дополнительное устройство - регулятор вязкости гелеобразного горючего, поэтому для прототипа /7/ имеется неопределенность относительно узлов аппаратуры автоматики, необходимых для стабильной работы двигательной установки, а также относительно взаимосвязей между аппаратами автоматики.
Задачей заявляемого изобретения является, на основе имеющегося арсенала средств и методов управления работой ракетных двигательных установок на базе ЖРД, разработка принципов построения системы управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания.
Поставленная задача решается тем, что система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания, содержащей бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлическую магистраль между баком и камерой сгорания, насосный агрегат, обеспечивающий подачу горючего из бака в камеру сгорания и связанный с коммутатором, регулятор вязкости гелеобразного горючего, расположенный перед насосным агрегатом, систему наддува бака, включающую аккумулятор давления, трубопровод наддува, вентиль и датчик давления наддува, связанный с коммутатором, система дополнительно содержит измеритель вязкости горючего, подсоединенный через коммутатор к источнику электропитания, а коммутатор выполнен с возможностью подачи сигнала на запуск насосного агрегата в зависимости от измеряемой вязкости горючего, при этом:
- измеритель вязкости установлен в гидравлической магистрали между регулятором вязкости и насосным агрегатом;
- электрический выход измерителя вязкости через коммутатор соединен с пусковым устройством насосного агрегата;
- электрический выход измерителя вязкости через коммутатор соединен с пускоотсечным клапаном на гидравлической магистрали;
- система управления содержит измеритель температуры горючего, подсоединенный через коммутатор к источнику электропитания и установленный в гидравлической магистрали.
Введение в систему управления измерителя вязкости горючего, подсоединенного через коммутатор к источнику электропитания и выполнение коммутатора с возможностью подачи сигнала на запуск насосного агрегата в зависимости от измеряемой вязкости горючего является основным признаком, необходимым для управления работой двигательной установки.
Такие дополнительные признаки, как:
- установка регулятора вязкости в гидравлической магистрали между регулятором вязкости и насосным агрегатом;
- электрическая связь измерителя вязкости через коммутатор с пусковым устройством насосного агрегата и (или) с пускоотсечным клапаном на гидравлической магистрали;
- измеритель температуры горючего, подсоединенный к источнику электропитания и установленный в гидравлической магистрали
являются необходимыми для построения циклограммы работы двигательной установки на всех режимах (запуск, основной режим), а также для АВД (аварийного выключения двигателя).
Сущность изобретения поясняется фиг. 1 и 2, где на фиг. 1 показана схема двигательной установки, а на фиг. 2 - вариант конструктивного исполнения измерительно-регулирующего узла.
Двигательная установка (фиг. 1) включает в себя бак 1, в которой находится гелеобразное горючее 2 с порошкообразной металлической добавкой, систему наддува, включающую аккумулятор давления 3 с трубопроводом наддува 4 и вентилем (клапаном) 5. К днищу 6 нижней части бака 1 через измерительно-регулирующий узел присоединен трубопровод 7, соединяющий внутреннюю полость бака 1 с входным патрубком насоса 8. На трубопроводе 7 установлены регулятор расхода 9 и вентиль 10.
Измерительно-регулирующий узел включает в себя последовательно расположенные по направлению движения горючего (показано стрелкой 11) регулятор вязкости 12, измеритель вязкости 13 и измеритель температуры 14. Регулятор вязкости 12 скоммутнрован с источником многофазного электропитания 15.
Привод насоса 8 осуществляется от турбоагрегата 16 и газогенератора 17.
Напорный патрубок насоса 8 соединен с камерой сгорания 18 трубопроводом 19 с пускоотсечным клапаном 20.
Двигательная установка также содержит бак окислителя, емкости с другими компонентами, аппаратуру автоматики.
Система управления содержит источник электропитания 21 и бортовой коммутатор 22. Измеритель вязкости 13 через линию связи 23 и коммутатор 22 соединен с источником электропитания 21, а измеритель температуры 14 через линию связи 24 и коммутатор 22 с источником электропитания 21. Технические требования к измерителям вязкости 13 и температуры 14 - наличие электрического входа и электрического выхода измерительного сигнала.
Внутри бака 1 (фиг. 2) у днища 6 в области входа в трубопровод 7 установлены пилоны 25, на которые установлен воронкогаситель 26. Внутри воронкогасителя размещена электрическая обмотка 27. Вторая электрическая обмотка 28 установлена на днище 6, обмотки 27 и 28 размещены и подключены к источнику электропитания 15 таким образом, что при подаче на них многофазного электропитания в тракте подачи горючего между воронкогасителем 26 и днищем 6 и далее на некотором участке трубопровода 7 создается вращающееся электромагнитное поле. Непосредственно после места установки электрической обмотки 28 на трубопроводе 7 устанавливаются датчик 29 измерителя вязкости 13 и датчик 30 измерителя температуры 14.
Система управления и двигательная установка работают следующим образом. От аккумулятора давления 3 по линии наддува 4 осуществляется наддув бака 1, давление наддува до 1,0 МПа. Электрический сигнал от датчика давления 31 наддува бака подается на коммутатор 22. Производится подсоединение регулятора вязкости 12 к источнику электропитания 15 и подача электропитания на измерители вязкости 13 и температуры 14.
По достижении минимального расчетного значения вязкости горючего через коммутатор 22 подается сигнал на запуск газогенератора 17 и насоса 8, а также регулятор расхода 9 и открытие вентиля 10 и пускоотсечного клапана 20. Вращающееся электромагнитное поле, создаваемое обмотками 27 и 28, воздействует на поток горючего. Насос 8 производит подачу горючего в камеру сгорания 18. Измерение вязкости и температуры во время работы двигательной установки производится непрерывно, при этом при выходе значений вязкости и температуры горючего ниже или выше допустимых значений через коммутатор 22 подается сигнал аварийного выключения двигателя на вентиль 10 и пускоотсечной клапан 20.
Список литературы:
1. Система управления режимом жидкостного ракетного двигателя. Патент на изобретение RU 2119186, 1998.
2. В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин. Теория ракетных двигателей. Под редакцией В.П. Глушко, - М: Машиностроение, 1980.
3. Активатор жидкости. Патент на изобретение RU 2254586, 2004.
4. Способ активации процессов (варианты) и устройство для его осуществления (варианты). Патент на изобретение RU 2526446, 2014.
5. Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. - М.: Наука, Главная редакция физико-математической литературы, 1979.
6. Козлов А.А. и др. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1988.
7. Двигательная установка летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания двигателя. Заявка на изобретение RU 2021104837 от 25.02.2021.