Файл: Гликман Б.Ф. Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей.pdf

программного механизма, и полученный сигнал рассогласования через фильтр и усилитель поступает на рулевой привод.

В случае использования поворотных двигателей или газовых рулей (см. § 1.2) обычно применяется гидравлический рулевой привод. Поворот двигателя или газовых рулей приводит к появ­ лению боковой составляющей тяги, которая начинает поворачи­ вать ось ракеты или вызывать вращение ракеты вокруг оси.

По каналам рыскания и крена программой обычно задается нулевой угол. Программа изменения угла тангажа 0 (см. рис. 1.19) задается или как функция времени, или как функция кажущейся скорости. Гиростабилизированная платформа, на которой установлен датчик углового отклонения по тангажу, поворачивается программным механизмом. Благодаря этому ось чувствительности датчика всегда перпендикулярна к на­ правлению продольной оси ракеты.

1.3.3. Система регулирования расходов компонентов топлива

Важнейшей характеристикой ракеты, определяющей даль­

двигателей к начальному весу ракеты в мо­ мент старта. В конечный вес ракеты входят веса: полезного груза, корпуса ракеты, дви­ гателей, системы управления и топлива, оставшегося в баках. При прочих равных условиях характеристики ракеты будут тем

меры, чтобы остатки топлива в баках были минимальными.

Некоторый остаток топлива в баках не­ обходим в качестве гарантийного запаса для компенсации различных возмущающих фак­ торов, влияющих на количество топлива, требуемое для выполнения ракетой ее за­ дачи.

Одним из возмущающих факторов яв­ ляется отклонение от расчетного значения соотношения компо­ нентов в двигателях. При отклонении его от расчетного значе­ ния возможно преждевременное израсходование одного из ком­ понентов до момента выключения двигателей. Во избежание такой ситуации на борту ракеты необходимо иметь дополни­ тельный запас компонентов, что приводит к значительному уве­ личению общего гарантийного запаса топлива [48].

28

Для уменьшения гарантийного запаса целесообразно приме­ нить систему регулирования соотношения компонентов топлива. Одним из возможных вариантов такой системы является систе­ ма одновременного опорожнения -баков (СОБ) [18, 34, 48].

Система СОБ имеет (рис. 1.24) [18] датчики уровня компо­ нентов топлива 1 и 3, установленные в каждом из баков. При­ меняются емкостные, ультразвуковые, индуктивные и другие типы датчиков уровня [18]. Показания датчиков уровней разных баков сравниваются в счетно-решающем устройстве 2, которое вырабатывает команду, поступающую к исполнительному орга­ ну — приводу 5. Привод изменяет положение дросселирующего устройства 4, установленного на одной из топливных магистра­ лей двигателя, увеличивая или уменьшая тем самым соотноше­ ние компонентов топлива.

СОБ позволяет [48] существенно уменьшить гарантийные за­ пасы топлива, снизить требования к точности поддержания со­ отношения компонентов в двигателе и к точности заправки ба­ ков ракеты компонентами. Несмотря на увеличение массы раке­ ты из-за СОБ характеристики ракеты улучшаются, так как уменьшается гарантийный запас топлива.

1.4.ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ

КСИСТЕМЕ РЕГУЛИРОВАНИЯ ЖРД

Двигатель является исполнительным органом систем управ­ ления ракетой, и для нормального функционирования эти си­ стемы должны иметь возможность в определенном диапазоне изменять величину и направление тяги.

Если при работе системы стабилизации ракеты изменение направления тяги происходит (см. § 1.2) путем изменения на­ правления оси двигателя или камеры, т. е. путем их поворота, или путем поворота потока газа на выходе из сопла (газовые рули или вдув газа в сопло), то система управления практиче­ ски не вмешивается в процессы, происходящие в 'двигателе. Из различных схем систем управления направлением тяги только вариант схемы с рассогласованием тяги отдельных двигателей связан с изменением режима работы двигателя.

Иное положение с системой регулирования кажущейся ско­ рости (РКС). При работе в качестве исполнительного органа этой системы двигатель должен изменять тягу, т. е. изменять режим своей работы. Изменение тяги двигателя осуществляется путем внесения системой РКС управляющего воздействия, на­ рушающего равновесие в его основном энергетическом блоке — системе подачи_компонентов. После установления нового равно­ весного состояния частота вращения ТНА, давление подачи ком­ понентов, а вслед за этим и давление в камере сгорания, и тяга двигателя принимают новые значения.

29

В формировании управляющего воздействия на ракету в данном случае принимают участие все элементы двигателя, и характер процессов в агрегатах двигателя оказывает влияние на работу системы управления ракетой. В связи с этим к двигате­ лю как исполнительному органу системы управления ракетой предъявляются определенные требования. В частности, для обе­ спечения нормальной работы системы управления необходимы определенная точность поддержания параметров двигателя п достаточное быстродействие двигателя при изменении его режи­ ма системой управления.

Как уже отмечалось, одним из факторов, существенно влияю­ щих на характеристики ракеты (дальность или полезный груз), являются гарантийные остатки компонентов в баках при выклю­ чении двигателя. Для сведения гарантийных остатков компонен­ тов топлива до минимума на ракетах используют специальные системы регулирования одновременным опорожнением баков

(см. § 1.3) .

В зависимости от знака и величины рассогласования уровней компонентов в баках СОВ вырабатывает команду на изменение соотношения компонентов топлива в двигателе путем изменения гидравлического сопротивления дросселирующего устройства (дросселя СОВ) на одной из основных магистралей двигателя. И в данном случае двигатель является исполнительным органом одной из систем управления ракеты, и к нему предъявляются определенные требования по эффективности исполнительных функций и точности поддержания соотношения компонентов.

Кроме управляющих воздействий со стороны систем управ­ ления ракетой, на двигатель действуют разнообразные в о з м у ­

то и внешние возмущающие воздействия в основном поступают из топливоподающих трактов. Внешними факторами являются: изменение давления компонентов перед насосами, изменение плотности топлива из-за изменения температуры или сортности компонентов. Давление на входах в насосы изменяется из-за из­ менения высоты столба компонентов в баках, из-за изменения давления наддува в связи с увеличением осевой перегрузки, действующей на столб компонента при движении по траектории, и, кроме того, из-за колебания перегрузки вследствие упругих продольных колебаний корпуса ракеты или действия внешних возмущений (порывы ветра и т. д.). Небольшие внешние возму­ щения могут поступать и от систем управления ракеты из-за шу­ мов в электрических цепях этих систем и других причин.

Внешняя среда (атмосферные условия) практически не ока­ зывает влияния на работу двигателя, так как внутренние пара­

30

ние составляет возможное влияние давления внешней среды ри на давление и плотность газа в турбине двигателя без дожига­ ния генераторного газа в случае докритического перепада дав­ ления в выхлопном патрубке за турбиной.

Возмущения от внешней среды могут действовать на двига­ тель не непосредственно, а через ракету, вызывая изменение ее ускорения. Но эти возмущения рассматривались ранее, так как

двигателя. Одни и те же детали разных экземпляров агрегатов двигателей могут отличаться по размеру и форме в пределах допусков на изготовление, предусмотренных чертежами, что при­ водит к разбросу характеристик отдельных экземпляров одних и тех же агрегатов или систем, изготовленных по одинаковым чертежам.

В частности, у насосов отличаются напоры и коэффициенты полезного действия, у турбины — коэффициент расхода для газа (т. е. площадь сечений сопел) и к. п. д., у гидравлических трак­ тов — величины коэффициентов гидравлического сопротивления, у газогенератора — работоспособность генераторного газа при заданном соотношении компонентов, у камеры сгорания — пло­ щадь критического сечения сопла и суммарный коэффициент удельной тяги и т. д.

Все параметры двигателя связаны между собой, и разброс характеристик его агрегатов приводит к отклонениям в режиме работы двигателя, т. е. к отклонению от номинальных значений тяги, удельного импульса тяги и соотношения компонентов в двигателе. В результате возникают дополнительные возмуще­ ния, действующие на ракету.

Кроме того, из-за указанных отклонений сам двигатель мо­ жет выйти из заданного диапазона его работы, что в свою оче­ редь может явиться причиной аварии (возникновение высоко­ частотных колебаний, прогар камеры сгорания из-за недоста­ точного охлаждения и т. д.).

Приведенные выше соображения показывают, что необходи­ мо вводить в состав двигателя специальные системы, не допус­ кающие больших отклонений режима работы двигателя от его номинального значения.

Режим работы двигателя поддерживается тремя системами. Во-первых, это система управления ракетой, для которой двигатель является исполнительным органом. Если режим ра­ боты двигателя отличается от номинального, то соответственно будет отличаться от расчетной траектория полета ракеты, а при отклонении соотношения компонентов топлива, забираемых дви­

31