СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ РЕГУЛИРОВАНИЯ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ, ИСПОЛЬЗУЮЩЕЙ ГАЗООБРАЗНЫЕ КОМПОНЕНТЫ ТОПЛИВА
METHOD AND DEVICE FOR CONTROL OVER PRIMARY PARAMETERS OF LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINES

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для автоматического регулирования (поддержания) тяги и расходов компонентов топлива при работе ракетных двигателей в составе двигательных установок, использующих газообразные компоненты топлива.
Двигательные установки (ДУ), использующие газообразные компоненты топлива (ДУ ГКТ) с подачей их из баллонов, в связи разработкой в настоящее время легких баллонов высокого давления и большой емкости из композиционных материалов, способны обеспечивать наилучшие массовые характеристики ракетных летательных аппаратов (РЛА), в состав которых они входят, в случае использования экологически чистых (как правило, низкокипящих) компонентов топлива, таких как кислород, водород, метан (компоненты, пригодные для подачи в импульсные двигатели только в газообразном состоянии), при относительно небольших запасах топлива и долговременном пребывании РЛА в полете. Этим условиям соответствуют, например, двигательные установки на экологически чистых компонентах топлива систем ориентации космических аппаратов и обеспечения запуска маршевых двигателей (ДУ СООЗ), реактивных систем управления (ДУ РСУ) положением возвращаемых на Землю космических аппаратов или космических степеней ракет носителей многократного использования.
Массовые характеристики ДУ ГКТ, также как и других типов ДУ, таких как, например, двигательных установок с вытеснительной системой подачи топлива (ДУ ВП), в существенной степени зависят от точности поддержания основных параметров - тяги и соотношения компонентов топлива двигателей, входящих в состав ДУ, при их работе, так как с уменьшением точности возрастают гарантийные запасы компонентов топлива, объемы и массы баков ДУ. В наибольшей степени это касается вышеупомянутых ДУ СООЗ, ДУ РСУ, использующих импульсные двигатели.
Известен способ регулирования (поддержания) тяги и соотношения расходов компонентов топлива двигателей, основанный на измерении расходов компонентов топлива чувствительными элементами системы управления (СУ) летательного аппарата - датчиками расхода, с последующим формированием СУ по сигналам этих датчиков управляющих команд, по которым изменяют гидросопротивления магистралей питания камеры двигателя компонентами топлива посредством исполнительных органов СУ (Т.М.Мелькумов, и др. Ракетные двигатели. Машиностроение, 1968 г, стр.12-13). Данный способ нашел широкое применение при регулировании (в частности - поддержании) основных параметров маршевых двигательных установок, при длительных включениях, характерных для маршевого двигателя, однако неприемлем для обеспечения постоянства основных параметров импульсных двигателей ДУ СООЗ или ДУ РСУ, при работе которых большую часть времени включения занимают переходные процессы запуска и останова.
Известен принятый за прототип изобретения способ регулирования (поддержания) тяги и соотношения расходов компонентов топлива, нашедший широкое применение в ДУ ВП с газобаллонной системой подачи, представленный в книге «А.А.Козлов, В.Н.Новиков, Е.В.Соловьев. «Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок», изд. Машиностроение. - Москва, 1988 г.», раздел 2.1.2, стр.102, в том числе - в ДУ СООЗ, использующих высококипящие жидкие компоненты топлива (амил, гептил и т.д.), основанный на поддержании постоянства расходов компонентов топлива через двигатели за счет поддержания постоянства давлений в баках ДУ ВП посредством редуктора давления, установленного в общей магистрали наддува баков. Данный способ обеспечивает достаточную точность поддержания основных параметров импульсных двигателей, использующих жидкие компоненты топлива, запасенные в баках ДУ ВП, так как, согласно уравнению Бернулли, массовый расход каждого жидкого компонента через магистраль питания камеры пропорционален квадратному корню из произведения плотности компонента на перепад давления в этой магистрали, включающей настроечные дроссельные шайбы, изменение плотностей жидких компонентов в допустимом для ДУ ВП диапазоне температур при ее работе пренебрежимо малы, а постоянство перепада давлений на магистрали, равного разности давлений в баке и в камере двигателя, обеспечивается постоянством давления в баке, поддерживаемого редуктором.
Однако в случае газообразных компонентов топлива, использующихся в ДУ ГКТ, указанный способ неприемлем по причине существенной зависимости плотности газообразного компонента топлива от температуры (обратно пропорциональная зависимость), а температуры газообразных компонентов топлива на входах в двигатели ДУ ГКТ могут изменятся в широком диапазоне независимо от внешних теплопритоков в баллоны с газообразными компонентами топлива по следующим причинам.
2
2
2
В отличие от ДУ ВП, где подача жидкого компонента осуществляется вытеснением его из бака инертным по отношении к нему газом под постоянным давлением, близким к давлению его подачи в двигатели, в ДУ ГКТ газообразный компонент топлива подается из баллона под собственным давлением, уменьшающимся в процессе выработки компонента от максимального давления заправки компонента в баллон до минимального остаточного давления, при котором его дальнейшая выработка из баллона с необходимым давлением подачи в двигатели невозможна. При этом использование способа-прототипа обеспечивает постоянство давления на входах в двигатели, однако при адиабатическом или политропическом (в случае наличия теплопритоков к содержащемуся в баллоне газообразному компоненту топлива) расширении газа в баллоне вследствие уменьшения давления в нем при выработке компонента температура его понижается. Для уменьшения массы ДУ ГКТ путем минимизации объема баллона и повышения полноты использования заправленного в баллон газообразного компонента топлива целесообразно увеличивать давление заправки до максимально допустимых величин (в настоящее время ~350 кгс/см) и вырабатывать компонент до минимально допустимого давления 20…25 кгс/см, достаточного для обеспечения давлений на входах в двигатели 15…20 кгс/см с учетом необходимого запаса давления на редукторе ~5 атм.
При указанных выше величинах начального и остаточного давлений температура запасенного в балонне газообразного кислорода (или водорода) при их адиабатическом расширении уменьшается в 2 раза, газообразного метана в ~1,5 раза, т.е. при начальной температуре 300 К конечная температура составит: для кислорода и водорода ~141 К, для метана ~193 К; кроме указанного выше, имеет место изменение температуры газообразных компонентов топлива при дросселировании их в редукторе вследствие эффекта Джоуля-Томпсона. Обратно пропорционально температуре будут изменяться плотности указанных газообразных компонентов топлива на входах в двигатели ДУ ГКТ, и, следовательно, их массовые расходы. Таким образом, применение способа-прототипа для поддержания основных параметров двигателей в ДУ ГКТ при использовании редукторов давления на выходах баллонов с газообразными компонентами топлива невозможно без стабилизации их температур, что связано со значительными техническими трудностями, так как требует большого теплоподвода в газообразные компоненты топлива. Так, например, при запасе водорода в баллонах 5 кг и адиабатическом расширении газа в баллонах в указанном выше диапазоне давлений для стабилизации температур водорода потребуется подвести в него тепловую энергию в количестве ≥5000 кДж. Указанное увеличение энергопотребления ДУ ГКТ придет к существенному увеличению массы РЛА, например, за счет введения в его состав дополнительных источников энергии (химических источников тока), что делает нецелесообразным применение ДУ ГКТ в составе РЛА.
Предлагаемое изобретение направлено на повышение точности поддержания основных параметров двигателей ДУ ГКТ без увеличения энергопотребления и связанного с ним существенного увеличения массы РЛА. Результат обеспечивается тем, что в процессе работы двигателей ДУ ГКТ и выработки каждого газообразного компонента топлива из баллонов с редуцированием его до уровня давления подачи в двигатель измеряют температуру на выходе редуктора - в магистрали подвода компонента к блокам двигателей и задают регулируемое давление в этой магистрали в соответствии с зависимостью
i
0
i
0
0.5
P=P(T/T),
i
где T - измеренная текущая температура газообразного компонента топлива;
i
P - регулируемое давление компонента топлива;
0
0
Т и P - давление и температура компонента на входе в блок двигателей, при которых осуществлялась настройка двигателя на номинальные значения тяги и соотношения расходов компонентов топлива. Указанная зависимость следует из формулы для критического течения газа через форсунки двигателей
<mrow><mtext>G</mtext><mo>=</mo><mfrac><mrow><msup><mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><mtext>2g</mtext><mfrac><mtext>k</mtext><mrow><mtext>k</mtext><mo>+</mo><mtext>1</mtext></mrow></mfrac><msup><mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><mfrac><mtext>2</mtext><mrow><mtext>k</mtext><mo>+</mo><mtext>1</mtext></mrow></mfrac></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><mfrac><mtext>2</mtext><mrow><mtext>k</mtext><mo>−</mo><mtext>1</mtext></mrow></mfrac></mrow></msup></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><mtext>0</mtext><mtext>.5</mtext></mrow></msup><msub><mtext>P</mtext><mtext>i</mtext></msub><msub><mrow><mtext>μF</mtext></mrow><mtext>ф</mtext></msub></mrow><mrow><msup><mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><msub><mrow><mtext>RT</mtext></mrow><mtext>i</mtext></msub></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><mtext>0</mtext><mtext>.5</mtext></mrow></msup></mrow></mfrac></mrow>
где R - газовая постоянная;
µF - эквивалентная площадь проходного сечения форсунки;
к - коэффициент адиабаты.
Критическое течение соответствует условиям работы форсунок современных импульсных двигателей, использующих газообразные компоненты топлива, которые для обеспечения качественного смесеобразования в камере работают на перепадах давлений, близких к критическому (например, двигатели объединенной двигательной установки (ОДУ) РСУ космического корабля «Буран», использующие в качестве окислителя испаренный кислород).
0
0
i
i
Так как величины расходов при начальных (РТ) и текущих (PT) значениях параметров должны быть одинаковы из условия поддержания постоянства расходов и тяги двигателей, то их отношение, определенное на основании вышеуказанной формулы, можно записать следующим образом:
<mrow><mfrac><mrow><msub><mtext>G</mtext><mtext>i</mtext></msub></mrow><mrow><msub><mtext>G</mtext><mtext>0</mtext></msub></mrow></mfrac><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mtext>P</mtext><mtext>i</mtext></msub></mrow><mrow><msub><mtext>P</mtext><mtext>0</mtext></msub></mrow></mfrac><msup><mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><mfrac><mrow><msub><mtext>T</mtext><mtext>0</mtext></msub></mrow><mrow><msub><mtext>T</mtext><mtext>i</mtext></msub></mrow></mfrac></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><mtext>0</mtext><mtext>.5</mtext></mrow></msup><mo>=</mo><mtext>1</mtext></mrow>
Отсюда следует указанная выше зависимость, положенная в основу регулирования основных параметров ДУ ГКТ.
Таким образом, изменением давления каждого газообразного компонента топлива на входах в блоки двигателей и, следовательно, в каждый двигатель (потерями давления по длине трубопровода питания двигателей в блоке можно пренебречь) в соответствии с представленной зависимостью обеспечивается постоянство расхода этого компонента и, следовательно, тяга и соотношение расходов компонентов топлива через каждый двигатель, входящий в состав блока (блоков) двигателей при их работе.
Предлагаемый способ регулирования (поддержания) основных параметров двигателей ДУ ГКТ реализуется посредством устройства для регулирования (поддержания) основных параметров двигателей ДУ ГКТ при их работе, включающего герметичные редукторы давления, установленные в магистралях на выходах из баллонов с газообразными компонентами топлива - входах в блоки двигателей, причем каждый из редукторов выполнен с возможностью изменения регулируемого давления посредством изменения усилия настроечной пружины (затяжки пружин) кинематически связанным с ним электроприводом, являющимся исполнительным органом системы управления РЛА, а в магистралях на выходах редукторов установлены функциональные датчики температур и давлений, являющиеся чувствительными элементами системы управления.
Сущность изобретения поясняется представленной схемой ДУ ГКТ, выполняющей функции ДУ СООЗ.
В состав ДУ ГКТ входят баллоны 1 с заправочными горловинами 2 газообразных компонентов топлива (окислителя и горючего) двигателей, блоки двигателей 3, консервирующие пироклапаны 4, электроуправляемые клапаны 5, установленные в магистралях на выходах баллонов 1, редукторы давления 6 с изменяемой настройкой регулируемых давлений за счет изменения затяжки пружин 7 и посредством исполнительных органов СУ-8 - электроприводов 9. На выходах редукторов - в магистралях на входах в блок дросселей установлены чувствительные элементы СУ - датчики давлений 10 и температур 11 газообразных компонентов топлива.
Перед включениями двигателей ДУ ГКТ подается команда на открытие консервирующих пироклапанов 4 и электроуправляемых клапанов 5, после чего газообразные компоненты топлива через редукторы 6 поступают на входы в блоки двигателей 3.
i0
iг
i0
iг
При заполнении полостей трубопроводов ДУ и блоков двигателей газообразными компонентами топлива и при дальнейшем расходе компонентов топлива через двигатели во время их работы измеряются их температуры T, T компонентов топлива датчиками 11 и по сигналам датчиков 11 система управления 8 РЛА вырабатывает управляющие команды, например, в виде электрических импульсов на электроприводы 9, которые осуществляют изменение настройки регулируемых давлений P, P редукторов 6 посредством изменения затяжки их настроечных пружин 7 в соответствии с заданными СУ зависимостями.
<mrow><msub><mi>P</mi><mrow><mi>i</mi><mi>o</mi></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>P</mi><mrow><mi>o</mi><mi>o</mi></mrow></msub><msup><mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><mfrac><mrow><msub><mtext>T</mtext><mrow><mtext>io</mtext></mrow></msub></mrow><mrow><msub><mtext>T</mtext><mrow><mtext>oo</mtext></mrow></msub></mrow></mfrac></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><mtext>0</mtext><mtext>,5</mtext></mrow></msup></mrow>
<mrow><msub><mi>P</mi><mrow><mi>i</mi><mi>г</mi></mrow></msub><mo>=</mo><msub><mi>P</mi><mrow><mi>o</mi><mi>г</mi></mrow></msub><msup><mrow><mrow><mo>(</mo><mrow><mfrac><mrow><msub><mtext>T</mtext><mrow><mtext>iг</mtext></mrow></msub></mrow><mrow><msub><mtext>T</mtext><mrow><mtext>io</mtext></mrow></msub></mrow></mfrac></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><mtext>0</mtext><mtext>,5</mtext></mrow></msup></mrow>
00
00
0г
0г
где P, T, Р, T - давления и температуры компонентов топлива, при которых осуществлялась предварительная настройка гидравлических трактов двигателей на заданные величины тяги и соотношения расходов компонентов топлива и значения которых заложены в память бортового компьютера СУ.
После достижения заданных величин регулируемых давлений редуктора 6 по сигналам датчиков давлений компонентов топлива 9, транслируемых в СУ, подача командных импульсов на электроприводы из СУ прекращается. При дальнейшем изменении температур газообразных компонентов топлива по мере выработки их из баллонов, например, вследствие их адиабатического расширения, операции, связанные с изменением регулируемых давлений редукторов 6, необходимые для поддержания постоянства массовых расходов компонентов топлива в двигатели, осуществляются аналогичным образом.
Проведенные оценки показали, что при использовании современных средств измерения температур и давлений в качестве чувствительных элементов СУ в составе кислородно-водородных ДУ ГКТ, погрешность которых составляют величины ≤1% от шкалы измерения, в случае указанных выше диапазонов изменения параметров газообразных кислорода и водорода в баллонах, предложенный способ обеспечивает точность поддержания основных параметров двигателей - на установившемся режиме работы (а соотношения расходов компонентов топлива - также и во время входа двигателей на режим) в пределах от 3% до 4,5%, соответственно, при максимальном и минимальном давлениях в баллонах ДУ ГКТ, тогда как для тех же условий в случае способа-прототипа отклонения основных параметров могут достигать величин от 3% до 32%.