RU2180705C2 - Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки - Google Patents
Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки Download PDFInfo
- Publication number
- RU2180705C2 RU2180705C2 RU2000105910A RU2000105910A RU2180705C2 RU 2180705 C2 RU2180705 C2 RU 2180705C2 RU 2000105910 A RU2000105910 A RU 2000105910A RU 2000105910 A RU2000105910 A RU 2000105910A RU 2180705 C2 RU2180705 C2 RU 2180705C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure
- margin
- cavitation
- engine
- cavitational
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Способ может быть использован в ракетной технике. Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной установки заключается в вытеснении топлива из бака газом наддува, измерении давления по тракту подачи топлива в двигатель и изменении проходного сечения регулирующего органа. Определяют допустимые значения кавитационного запаса давления, измеряют дополнительно расходы и температуры компонентов топлива и обороты вала турбонасосного агрегата, определяют и фиксируют значение кавитационного запаса давления, сравнивают его с допустимой для данного режима величиной и при снижении кавитационного запаса ниже допустимого увеличивают проходное сечение, регулирующее расход газа наддува, вытесняющего компонент топлива в тракт подачи двигателя, при дальнейшем снижении кавитационного запаса давления изменяют проходное сечение регулирующего органа двигателя до режима, обеспечивающего потребную величину кавитационного запаса. Такой способ позволит повысить энергетические характеристики за счет снижения величины давления в баках ракеты и обеспечить работоспособность двигателя при неисправностях системы питания и термостатирования. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ) с помощью вычислительных устройств.
Известен способ управления ЖРДУ с использованием ЭВМ [1].
Также известен способ регулирования режима работы ЖРДУ, заключающийся в вытеснении топлива из бака газом наддува, измерении давления по тракту подачи топлива в двигатель, изменении проходного сечения регулирующего органа [2] , наиболее близкий к предлагаемому. Регулирование ЖРДУ по известному способу ограничивает скорость увеличения проходного сечения регулирующего органа для исключения падения давления на входе в двигатель при его форсировании по сигналу от системы управления ракеты.
При применении известного способа величина кавитационного запаса не контролируется и не поддерживается, что не исключает снижение кавитационного запаса ниже допустимого и возникновения аварийной ситуации, связанной с возгоранием двигателя при кавитационном срыве насоса.
С целью исключения указанного недостатка выбирают расчетное значение давления в баках ракеты таким, чтобы обеспечить наличие достаточного резерва по давлению кавитационного срыва на всех режимах эксплуатации двигателя. Это приводит к неоправданным дополнительным энергетическим затратам, связанным с увеличением прочности и веса баков и газа наддува. Кроме того, наличие резерва давления в баках не исключает возникновения аварийной ситуации при различного рода неисправных состояниях системы питания и системы термостатирования, что приводит к потере работоспособности двигателя.
Задачей данного изобретения является исключение указанных недостатков, повышение энергетических характеристик за счет снижения величины давления в баках ракеты и обеспечение работоспособности двигателя при неисправностях системы питания и термостатирования.
Эта задача решается за счет того, что определяют допустимые значения кавитационного запаса давления, измеряют дополнительно расходы и температуры компонентов топлива на входе в двигатель и обороты вала турбонасосного агрегата, определяют и фиксируют значение кавитационного запаса давления, сравнивают его с допустимой для данного режима величиной и при снижении кавитационного запаса ниже допустимого увеличивают проходное сечение, регулирующее расход газа наддува, вытесняющего компонент топлива в тракт подачи двигателя, при дальнейшем снижении кавитационного запаса давления изменяют проходное сечение регулирующего органа двигателя до режима, обеспечивающего потребную величину кавитационного запаса.
Положительный эффект при использовании предлагаемого способа достигается тем, что компенсируют недопустимое снижение давления в баках или повышение температуры топлива, а при предельном расходе газа наддува и снижении кавитационного запаса двигатель переводят на режим, при котором его работоспособность сохраняется.
Сущность предлагаемого способа заключается в следующей последовательности операций.
После выхода двигателя на режим главной ступени тяги постоянно измеряют давления, температуры и расходы компонентов топлива на входе в двигатель и обороты вала турбонасосного агрегата (ТНА). По зависимости (1) определяют значение кавитационного запаса давления:
где ΔPкав- кавитационный запас;
Рвх.изм. - измеренное значение давления на входе в двигатель;
относительная величина критического кавитационного запаса, соответствующего началу кавитационного срыва насоса по срывной кавитационной характеристике, полученной при модельных проливках;
nизм. - измеренное значение числа оборотов вала турбонасосного агрегата;
ρ - плотность топлива;
Р - давление пара в кавитационной каверне;
Свх - скорость потока на входе в насос.
где ΔPкав- кавитационный запас;
Рвх.изм. - измеренное значение давления на входе в двигатель;
относительная величина критического кавитационного запаса, соответствующего началу кавитационного срыва насоса по срывной кавитационной характеристике, полученной при модельных проливках;
nизм. - измеренное значение числа оборотов вала турбонасосного агрегата;
ρ - плотность топлива;
Р - давление пара в кавитационной каверне;
Свх - скорость потока на входе в насос.
Для каждого момента времени сравнивают полученное значение кавитационного запаса давления с допустимой величиной. Допустимое значение кавитационного запаса давления определяется исходя из погрешностей определения величин, входящих в формулу (1).
При снижении величины кавитационного запаса ниже допустимой величины увеличивают проходное сечение регулирующего органа наддува газа, повышая, таким образом, расход наддува, давление в баке, на входе в двигатель и кавитационный запас давления. При полном раскрытии проходного сечения регулирующего органа наддува газа и при дальнейшем снижении кавитационного запаса давления изменяют проходное сечение регулирующего органа двигателя, переводя двигатель на режим, при котором давление, соответствующее началу кавитационного срыва насоса, снижается, и кавитационный запас двигателя возрастает.
Величина изменения режима и его знак будут зависеть от режима работы двигателя и вида кавитационной характеристики насоса, которая описывается зависимостью (2)
где Q - объем расхода через насос;
а0, а1, а2 - коэффициенты аппроксимации кавитационной характеристики.
где Q - объем расхода через насос;
а0, а1, а2 - коэффициенты аппроксимации кавитационной характеристики.
При работе на восходящей ветви кавитационной характеристики по режиму Q/n изменение режима работы ведут в сторону дросселирования, т.е. уменьшения проходного сечения регулирующего органа газогенератора, обеспечивая, таким образом, снижение интенсивности кавитационных образований на входе насоса и обеспечивая работоспособность двигателя.
Применение способа позволяет таким образом снизить величину давления в баках за счет резерва и обеспечить работоспособность двигателя при неисправности системы питания.
Реализация предлагаемого способа поясняется чертежом, где изображается устройство для его осуществления. В процессе полета ракеты осуществляется изменение параметров ЖРД 1 с помощью измерительных устройств 2 и 5. Измерительное устройство 2 обеспечивает измерение давлений и температур окислителя и горючего на входе в двигатель (Ровх, Ргвх, Товх, Тгвх), оборотов вала ТНА (n). Измеренные параметры передаются в вычислительное устройство 3 для вычисления кавитационных запасов давлений по линий окислителя и горючего (Ркав). В корректирующем устройстве 4 осуществляется сравнение полученных значений Ркав с допустимым значением P . В случае Ркав > Ркав доп корректирующее устройство передает на привод регулирующего органа двигателя 7 командные воздействия от внешнего контура системы управления ракетой, которые вырабатываются в измерительном устройстве 5. В случае снижения кавитационного запаса давления ниже допустимой величины по линии окислителя (ΔPкаво< ΔP ) корректирующее устройство 4 осуществляет командное воздействие на привод регулятора наддува 9 бака окислителя 10, увеличивая проходное сечение и расход газа из баллона 6. В случае снижения кавитационного запаса по линии горючего (ΔPкавг< ΔP ) корректирующее устройство 4 увеличивает проходное сечение регулятора наддува 8, увеличивая расход газа в бак горючего 11.
Если проходное сечение регулирующих органов 8 или 9 открыто полностью и по результатам измерений в корректирующем устройстве 4 продолжается фиксация неравенства Pкав< P , то корректирующее устройство 4 осуществляет командное воздействие на привод регулирующего органа двигателя 7, переводя двигатель на режим, при котором соблюдаются условия Pкав≥ P .
Источники информации
[1]. Б.Ф.Гликман. "Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей". М., "Машиностроение", 1989 г., стр. 272.
Источники информации
[1]. Б.Ф.Гликман. "Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей". М., "Машиностроение", 1989 г., стр. 272.
[2]. А.И.Бабкин, С.В.Белов, Н.Б.Рутковский, Е.В.Соловьев. "Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками". М. , "Машиностроение", 1986 г., стр. 25.
Claims (1)
- Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной установки, заключающийся в вытеснении топлива из бака газом наддува, измерении давления по тракту подачи топлива в двигатель и изменении проходного сечения регулирующего органа, отличающийся тем, что дополнительно определяют допустимые значения кавитационного запаса давления, измеряют расходы и температуры компонентов топлива на входе и обороты вала турбонасосного агрегата, определяют и фиксируют значение кавитационного запаса давления, сравнивают его с допустимой для данного режима величиной, и при снижении кавитационного запаса ниже допустимого увеличивают проходное сечение, регулирующее расход газа наддува, вытесняющего компонент топлива в тракт подачи двигателя, при дальнейшем снижении кавитационного запаса давления изменяют проходное сечение регулирующего органа двигателя до режима, обеспечивающего потребную величину кавитационного запаса.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000105910A RU2180705C2 (ru) | 2000-03-10 | 2000-03-10 | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000105910A RU2180705C2 (ru) | 2000-03-10 | 2000-03-10 | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2180705C2 true RU2180705C2 (ru) | 2002-03-20 |
Family
ID=20231657
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000105910A RU2180705C2 (ru) | 2000-03-10 | 2000-03-10 | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2180705C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2486362C1 (ru) * | 2011-10-28 | 2013-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ и устройство для регулирования основных параметров ракетных двигателей двигательной установки, использующей газообразные компоненты топлива |
RU2499906C1 (ru) * | 2012-05-25 | 2013-11-27 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Производственное Объединение "Техномаш" | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
RU2622677C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-06-19 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Система управления расходом компонента топлива жрд |
-
2000
- 2000-03-10 RU RU2000105910A patent/RU2180705C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
БАБКИН А.И. и др. Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками. - М.: Машиностроение, 1986, с. 24-25. ГЛИКМАН Б.Ф. Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с. 272. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2486362C1 (ru) * | 2011-10-28 | 2013-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ и устройство для регулирования основных параметров ракетных двигателей двигательной установки, использующей газообразные компоненты топлива |
RU2499906C1 (ru) * | 2012-05-25 | 2013-11-27 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Производственное Объединение "Техномаш" | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
RU2622677C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-06-19 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Система управления расходом компонента топлива жрд |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6655152B2 (en) | Fuel control system for multiple burners | |
US7762080B2 (en) | Fuel metering pump calibration method | |
RU2398124C2 (ru) | Устройство питания топливом газотурбинного двигателя с регулируемым расходом топлива | |
US8951019B2 (en) | Multiple gas turbine forwarding system | |
US9470152B2 (en) | Engine fuel control system | |
US7895819B2 (en) | Assistance and emergency backup for the electrical drive of a fuel pump in a turbine engine | |
US6962485B2 (en) | Constant bypass flow controller for a variable displacement pump | |
US3332234A (en) | Fuel delivery systems | |
EP0968358A1 (en) | Pulse width modulated low pressure fuel control | |
US20040045275A1 (en) | Gas compressor control device and gas turbine plant control mechanism | |
RU2180705C2 (ru) | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки | |
EP0403210A2 (en) | Hydrostatic drive system | |
EP2025901A2 (en) | Fuel metering system with minimal heat input | |
US20170328567A1 (en) | Multivariable fuel control and estimator (mfce) for preventing combustor blowout | |
EP0481592B1 (en) | Continuous flow fuel circulation system | |
US4020637A (en) | Vehicle steam engine using on-off valves for controlling steam temperature and pressure | |
EP4206464A1 (en) | Variable displacement piston pump with electronic control unit to provide direct metering control | |
CN111550317A (zh) | 用于运行燃料系统的方法,控制单元和燃料系统 | |
RU2418188C1 (ru) | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки | |
JPH0436250B2 (ru) | ||
RU2149439C1 (ru) | Способ регулирования режима работы жидкостного ракетного двигателя | |
JP7157757B2 (ja) | マルチエンジンベイを制御する方法、マルチエンジンベイのための制御システム、及び、マルチエンジンベイ | |
RU2499906C1 (ru) | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки | |
US20160319772A1 (en) | Method for controlling a propulsion system | |
RU2180704C2 (ru) | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090311 |