RU2016139441A - Способ и контур регулирования ракетного двигателя - Google Patents

Способ и контур регулирования ракетного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2016139441A
RU2016139441A RU2016139441A RU2016139441A RU2016139441A RU 2016139441 A RU2016139441 A RU 2016139441A RU 2016139441 A RU2016139441 A RU 2016139441A RU 2016139441 A RU2016139441 A RU 2016139441A RU 2016139441 A RU2016139441 A RU 2016139441A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
command
ext
control
rocket
Prior art date
Application number
RU2016139441A
Other languages
English (en)
Inventor
Мануэль КЛЯЙН
Давид АЙУН
КОНИДЕК Серж ЛЕ
Себастьян РАЙХШТАДТ
Original Assignee
Эйрбас Сафран Лончерз Сас
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эйрбас Сафран Лончерз Сас filed Critical Эйрбас Сафран Лончерз Сас
Publication of RU2016139441A publication Critical patent/RU2016139441A/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/56—Control
    • F02K9/58—Propellant feed valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/46—Feeding propellants using pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/46—Feeding propellants using pumps
    • F02K9/48—Feeding propellants using pumps driven by a gas turbine fed by propellant combustion gases or fed by vaporized propellants or other gases
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/56—Control
    • F02K9/563—Control of propellant feed pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/80—Application in supersonic vehicles excluding hypersonic vehicles or ram, scram or rocket propulsion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/24—Rotors for turbines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)
  • Fluid-Pressure Circuits (AREA)

Claims (22)

1. Способ регулирования ракетного двигателя (1), использующего, по меньшей мере, один жидкий компонент ракетного топлива, при этом ракетный двигатель содержит по меньшей мере одну камеру (3) сгорания и первый контур (10) питания жидким ракетным топливом с первым насосом (12) для нагнетания первого жидкого компонента ракетного топлива и первой турбиной (14) для приведения в действие первого насоса (12), первым питающим клапаном (15) и регулирующим устройством для регулирования первой турбины (14), отличающийся тем, что включает в себя этапы, на которых:
вычисляют команду (DVCH) на открытие первого питающего клапана (15) от внешней команды (Cext) с применением соотношения регулирования без обратной связи;
вычисляют команду для регулирующего устройства первой турбины (14) на основе указанной внешней команды (Cext) и, по меньшей мере, одной величины обратной связи, с применением соотношения регулирования с обратной связью; и
управляют первым питающим клапаном (15) камеры (3) сгорания и регулирующим устройством первой турбины (14) согласно соответствующим командам.
2. Способ по п. 1, в котором указанный первый контур (10) питания содержит теплообменник (13) для нагревания первого жидкого компонента ракетного топлива ниже по потоку от первого насоса (12) с последующим прохождением через первую турбину (14) ниже по потоку от теплообменника (13) для приведения в действие первого насоса (12) побуждением первого жидкого компонента ракетного топлива, нагретого в теплообменнике (13), для расширения в первой турбине (14).
3. Способ по п. 1, в котором ракетный двигатель (1) дополнительно содержит газогенератор (100) для питания, по меньшей мере, первой турбины (14) горячими газообразными продуктами сгорания.
4. Способ по п. 3, в котором регулирующее устройство первой турбины (14) содержит по меньшей мере один питающий клапан (104) газогенератора (100).
5. Способ по п. 1, в котором регулирующее устройство первой турбины (14) содержит обводной клапан (17v) для обхода первой турбины (14).
6. Способ по п. 1, в котором указанная внешняя команда (Cext) включает в себя величину (pgc_ext) команды для давления газа в камере (3) сгорания.
7. Способ по п. 6, в котором, по меньшей мере, одна величина обратной связи включает в себя измеренную величину (pgc_m) давления газа в камере (3) сгорания.
8. Способ по п. 1, включающий в себя этап, на котором фильтруют внешнюю
команду (Cext) в следящем фильтре (70) для получения фильтрованной внешней команды (Cfilt), при этом команду (DVCH) на открытие первого питающего клапана (15) вычисляют на основе фильтрованной внешней команды (Cfilt), и/или команду для регулирующего устройства для регулирования первой турбины (14) вычисляют посредством корректора возмущающего воздействия на основе, по меньшей мере, одной величины обратной связи и фильтрованной внешней команды (Cfilt), при этом указанный корректор возмущающего воздействия имеет граничную частоту, которая больше граничной частоты следящего фильтра.
9. Способ по п. 1, в котором указанный ракетный двигатель (1) дополнительно содержит второй контур (20) питания для подачи второго жидкого компонента ракетного топлива.
10. Способ по п. 9, в котором указанная внешняя команда (Cext) включает в себя величину (rext) команды для соотношения между расходом (Q1) первого компонента ракетного топлива и расходом (Q2) второго компонента топлива.
11. Способ по п. 10, в котором указанная, по меньшей мере, одна величина обратной связи включает в себя измеренную величину (rm) соотношения между расходом (Q1) первого компонента ракетного топлива и расходом (Q2) второго компонента топлива.
12. Способ по п. 9, в котором контур (20) питания вторым жидким компонентом ракетного топлива содержит второй питающий клапан (25), и, кроме того, способ регулирования включает в себя этапы, на которых вычисляют команду (DVCO) на открытие второго питающего клапана (25) на основе внешней команды (Cext) с применением соотношения регулирования без обратной связи и управляют вторым питающим клапаном (25) с применением этой команды (DVCO) на открытие клапана.
13. Способ по п. 9, в котором питающий контур (20) второго жидкого компонента ракетного топлива содержит второй насос (22) для нагнетания второго жидкого компонента ракетного топлива.
14. Способ по п. 13, в котором указанный ракетный двигатель (1) содержит вторую турбину (24) для приведения в действие второго насоса (22) и регулирующее устройство для регулирования второй турбины (24), и, кроме того, способ регулирования включает в себя этапы, на которых вычисляют команду для регулирующего устройства второй турбины (24) на основе указанной внешней команды (Cext) и, по меньшей мере, одной величины обратной связи с применением соотношения регулирования с обратной связью и управляют регулирующим устройством второй турбины (24) с применением этой команды для регулирующего устройства второй турбины (24).
15. Контур регулирования ракетного двигателя (1), использующего, по меньшей мере, один жидкий компонент ракетного топлива, при этом указанный ракетный двигатель (1) содержит по меньшей мере одну камеру сгорания (3) и первый контур (10) питания жидким компонентом топлива с первым насосом (12) для нагнетания первого жидкого компонента ракетного топлива и первой турбиной (14) для приведения в действие первого насоса (12), первым питающим клапаном (15) и регулирующим устройством для регулирования первой турбины (14), отличающийся тем, что включает в себя:
контур (80) без обратной связи для управления первым питающим клапаном (15), содержащий модуль (81) для вычисления, по меньшей мере, одной команды (DVCH) на открытие первого питающего клапана (15) на основе внешней команды (Cext); и
контур (90) с обратной связью для управления первой турбиной (14), содержащий модуль (91) для вычисления команды для регулирующего устройства первой турбины (14) на основе указанной внешней команды (Cext) и, по меньшей мере, одной величины обратной связи;
причем контур регулирования выполнен с возможностью управления первым питающим клапаном (15) камеры (3) сгорания и регулирующим устройством первой турбины (14) с применением соответствующих команд.
RU2016139441A 2015-10-08 2016-10-07 Способ и контур регулирования ракетного двигателя RU2016139441A (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1502103A FR3042227B1 (fr) 2015-10-08 2015-10-08 Procede et circuit de regulation de moteur-fusee
FR1502103 2015-10-08

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2016139441A true RU2016139441A (ru) 2018-04-09

Family

ID=55299516

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016139441A RU2016139441A (ru) 2015-10-08 2016-10-07 Способ и контур регулирования ракетного двигателя

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20170101963A1 (ru)
EP (1) EP3153691B1 (ru)
JP (1) JP6254238B2 (ru)
FR (1) FR3042227B1 (ru)
RU (1) RU2016139441A (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11181076B2 (en) * 2016-03-03 2021-11-23 Kevin Michael Weldon Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer
KR101942001B1 (ko) * 2017-08-11 2019-01-25 충남대학교산학협력단 주파수 가변형 연소기
FR3082565B1 (fr) * 2018-06-13 2021-01-01 Arianegroup Sas Procede de commande et dispositif de commande de moteur-fusee
RU2742516C1 (ru) * 2019-08-08 2021-02-08 Александр Вячеславович Дыбой Двигательная установка с ракетным двигателем
CN112502856B (zh) * 2020-11-25 2021-11-19 北京航空航天大学 一种液氧气氧双路可调供应系统

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3737103A (en) * 1969-08-28 1973-06-05 Trw Inc Digital liquid vector control system
US3851157A (en) * 1973-07-09 1974-11-26 United Aircraft Corp Self-correcting feedback control system
JPH10238408A (ja) * 1997-02-21 1998-09-08 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd エキスパンダサイクルエンジン
US7477966B1 (en) * 2004-02-20 2009-01-13 Lockheed Martin Corporation Propellant management system and method for multiple booster rockets
US7900436B2 (en) * 2007-07-20 2011-03-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Gas-generator augmented expander cycle rocket engine
FR2928464B1 (fr) * 2008-03-07 2011-05-06 Snecma Dispositif de controle d'un systeme regule et moteur incorpant un tel dispositif
FR2937092B1 (fr) * 2008-10-15 2010-12-10 Snecma Procede et dispositif de calcul d'une sequence de demarrage ou d'arret d'un moteur.
US9677504B2 (en) * 2010-05-11 2017-06-13 Orbital Atk, Inc. Rockets, methods of rocket control and methods of rocket evaluation utilizing pressure compensation
US8250853B1 (en) * 2011-02-16 2012-08-28 Florida Turbine Technologies, Inc. Hybrid expander cycle rocket engine
FR2997731B1 (fr) * 2012-11-06 2018-07-27 Arianegroup Sas Dispositif et procede d'alimentation d'un moteur-fusee

Also Published As

Publication number Publication date
EP3153691A1 (fr) 2017-04-12
JP2017072138A (ja) 2017-04-13
US20170101963A1 (en) 2017-04-13
FR3042227A1 (fr) 2017-04-14
JP6254238B2 (ja) 2017-12-27
FR3042227B1 (fr) 2020-04-03
EP3153691B1 (fr) 2020-06-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2016139441A (ru) Способ и контур регулирования ракетного двигателя
RU2016141644A (ru) Способ регулирования давления внутри первого топливного бака ракетного двигателя
RU2015126768A (ru) Способ и система управления регулятором давления наддува (варианты)
RU2013130663A (ru) Способ и устройство для регулирования помпажа газотурбинного двигателя
RU2018119231A (ru) Устройство и способ регулирования для систем понижения давления
CN102966385A (zh) 汽轮机装置及其运转方法
RU2015124599A (ru) Способ ограничения питающего потока в системе теплопередачи
RU2010138699A (ru) Способ управления турбинной установкой и турбинная установка
CN103940093A (zh) 供给热水装置及其控制方法
RU2013135770A (ru) Способ регулирования системы утилизации тепла в транспортном средстве
WO2012045730A3 (de) Verfahren zur regelung einer kurzfristigen leistungserhöhung einer dampfturbine
RU2015141085A (ru) Способ и устройство регулирования охлаждения масла в лопаточной машине
RU2014149173A (ru) Способ, способ для топливной системы двигателя и система двигателя
US9882453B2 (en) Method for providing a frequency response for a combined cycle power plant
JP6730195B2 (ja) 流体媒体予熱システム
JP6475926B2 (ja) プラント制御装置の制御ゲイン最適化システム
KR102107853B1 (ko) 주증기온도제어장치 및 주증기온도제어방법
JP2016223361A5 (ru)
EP3839234A1 (en) Systems and methods for operating an on-off valve
US11333070B2 (en) Gas turbine engine and methods of operating same
US10948178B2 (en) Method for operating a waste heat steam generator
RU2016132610A (ru) Способ управления силовой установкой
US11655729B1 (en) Method for controlling a valve
RU159803U1 (ru) Система автоматического регулирования расхода воздуха в барабанном котле
JP2018115557A5 (ru)

Legal Events

Date Code Title Description
FA93 Acknowledgement of application withdrawn (no request for examination)

Effective date: 20191008