RU2499906C1 - Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки - Google Patents
Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки Download PDFInfo
- Publication number
- RU2499906C1 RU2499906C1 RU2012121447/06A RU2012121447A RU2499906C1 RU 2499906 C1 RU2499906 C1 RU 2499906C1 RU 2012121447/06 A RU2012121447/06 A RU 2012121447/06A RU 2012121447 A RU2012121447 A RU 2012121447A RU 2499906 C1 RU2499906 C1 RU 2499906C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure
- engine
- propulsion system
- cavitation
- value
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки. Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки заключается в изменении проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува в зависимости от кавитационного запаса давления насосов турбонасосного агрегата, измерении параметров двигателя и определении их производных по времени. Изменение проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува, устанавливают по величине производной изменения давления и температуры на входе в двигатель. Изобретение обеспечивает повышение точности регулирования, а также сокращение непроизводительных энергетических затрат за счет снижения величины давления в баках ракеты. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ).
Известен способ регулирования режима работы ЖРДУ, заключающийся в вытеснении топлива из бака газом наддува, измерении давления по тракту подачи топлива в двигатель и изменении проходного сечения регулирующего органа в зависимости от измеренного давления (см. А.И. Бабкин, С.В. Белов, Н.Б. Рутовский, Е.В. Соловьев. «Основы теории автоматического управления ракетными двигателями установками». М. «Машиностроение», 1986 г., стр.25).
В результате анализа известного способа необходимо отметить, что при его осуществлении не контролируется и не отслеживается величина кавитационного запаса давления, что не исключает снижение кавитационного запаса давления ниже допустимого и возникновения аварийной ситуации, связанной с возгоранием двигателя при кавитационном срыве насоса.
Для 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. Однако это приводит к неоправданным дополнительным энергетическим затратам, связанным с увеличением прочности и веса баков, увеличением расхода 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.
Известен способ регулирования режима работы ЖРДУ, заключающийся в вытеснении топлива из бака газом наддува, измерении давления по тракту подачи топлива в двигатель и изменении проходного сечения регулирующего органа, причем дополнительно определяют допустимые значения кавитационного запаса давления, измеряют давления и температуры компонентов топлива на входе и обороты вала турбонасосного агрегата (ТНА), определяют и фиксируют значение кавитационного запаса давления, сравнивают его с допустимой для данного режима величиной, и при снижении кавитационного запаса давления ниже допустимого, увеличивают проходное сечение органа, регулирующее расход газа наддува, вытесняющего компонент топлива в тракт подачи двигателя, а при дальнейшем снижении кавитационного запаса давления изменяют проходное сечение регулирующего органа двигателя до режима, обеспечивающего потребную величину кавитационного запаса давления (см. патент РФ №2180705, кл. F02K 9/56, 2002 г.).
В результате анализа данного способа необходимо отметить, что при его осуществлении определяют по измеренным параметрам величину кавитационного запаса давления, полученного при модельных проливках насоса, сравнивают ее с допустимым значением и при снижении кавитационного запаса давления ниже допустимой величины изменяют проходное сечение органа, регулирующего расход газа наддува, повышая давление в баке и обеспечивая потребный кавитационный запас двигательной установки.
Однако определение кавитационного запаса давления при реализации известного способа производится по срывной характеристике, полученной при модельных проливках насоса, комплектующего турбонасосный агрегат двигателя, с пересчетом на условия и режим работы двигательной установки при испытании или эксплуатации. Это обстоятельство приводит к существенным погрешностям определения действительного значения кавитационного запаса давления до значения (1…1.5)·105 Па, что может привести к потере работоспособности из-за кавитационного срыва насоса или неоправданного увеличения расхода газа наддува и дополнительным энергетическим потерям.
Известен способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки, заключающийся в изменении проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува в зависимости от значения кавитационного запаса давления насосов турбонасосного агрегата (патент РФ №2418188 C1 кл. F02K 9/56 2006 г.) - наиболее близкий аналог.
В результате анализа известного способа выявлено, что при его осуществлении количественная характеристика потребного изменения расхода газа наддува и необходимое изменение проходного сечения органа регулирующего наддув, не определены. Это обстоятельство приводит к снижению точности регулирования режима, не обеспечивает безаварийную работу двигательной установки и обуславливает повышенные энергетические затраты газа наддува.
Техническим результатом данного изобретения является повышение точности регулирования ЖРДУ за счет исключения возможности кавитационного срыва насоса и потери работоспособности двигательной установки, а также сокращение непроизводительных энергетических затрат газа за счет снижения величины давления в баках ракеты.
Указанный технический результат обеспечивается тем, что в способе регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки заключающемся в изменении проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува в зависимости от кавитационного запаса давления насосов турбонасосного агрегата и измерении параметров двигателя, новым является то, что определяют производные параметров по времени работы, а изменение проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува, устанавливают по величине производной изменения давления и температуры на входе в двигатель.
Заявленный способ может быть реализован посредством системы, представленной на схеме.
ЖРДУ 1 оснащена измерительным блоком 2, включающим датчики измерения основных параметров ЖРДУ. Блок 2 связан с входом вычислительного устройства 3, выходы которого сообщены с корректирующим устройством 4 и запоминающим устройством 5. Вычислительное, корректирующее и запоминающее устройства (3, 4, 5) являются блоками бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ). Газовые баллоны 6 ЖРДУ соединены с входами регуляторов 7 и 8 наддува. Входы данных регуляторов также связаны с выходом блока 4. Выходы регуляторов 7 и 8 связаны соответственно с баком 9 окислителя и баком 10 горючего. Выходы баков 9 и 10 связаны с входами в насосы ТНА.
Заявленный способ осуществляют следующим образом.
После выхода ЖРДУ 1 на режим главной ступени тяги, посредством датчиков, установленных на ЖРДУ и связанных с помощью устройства сопряжения с измерительным блоком 2 БЦВМ, в течение 1-2 сек измеряют давление и температуру компонентов топлива на входе в насосы ТНА, обороты вала ТНА, давление на выходе из насосов ТНА.
Вычисляют в вычислительном устройстве 3 значения приведенного напора насосов окислителя (H0) и горючего (Hг) ТНА по зависимостям:
где P02, Pr2 - давление на выходе из насоса ТНА соответственно окислителя и горючего;
P01, Pг1 - давление на входе в насос ТНА, соответственно окислителя и горючего;
ρ0 (T01), ρг (Tг1) - плотность окислителя и горючего;
n - обороты вала ТНА;
(T01), (Tг1) - температура на входе в насосы ТНА соответственно окислителя и горючего.
Режим работы двигательной установки в течение 1-2 сек после выхода на режим главной ступени характеризуется повышенным давлением на входе в насосы ТНА из-за практически полной заправки баков и высоким гидростатическим давлением и ограниченной величиной температуры компонентов топлива. Это обстоятельство гарантирует повышенный кавитационный запас давления насосов ТНА и позволяет принять вычислительные значения приведенных напоров в качестве контрольных.
Полученные значения приведенных напоров ТНА, рассчитанные по зависимости (1), запоминают в запоминающем устройстве 5 и фиксируют в качестве контрольных
.
Далее в процессе всей работы ЖРДУ продолжают измерения параметров и определение по зависимости (1) значения приведенных напоров насосов ТНА
в вычислительном устройстве 3, которые передают в корректирующее устройство 4, где осуществляется сравнение полученных в процессе испытания значений приведенных напоров насосов ТНА с контрольными значениями
, поступающими из запоминающего устройства 5. При снижении значения приведенных напоров насосов ниже допустимых устанавливают факт снижения кавитационного запаса и увеличивают проходное сечение органа, регулирующего расход газа наддува, повышая, таким образом, давление в баке и на входе в двигатель, кавитационный запас давления и величину приведенного напора насоса. В случае снижения приведенного напора давления ниже допустимой величины по линии окислителя
корректирующее устройство 4 осуществляет командное воздействие на привод регулятора наддува 8 бака окислителя 9, увеличивая проходное сечение и расход газа из баллонов 6. В случае снижения приведенного напора по линии горючего
корректирующее устройство 4 увеличивает проходное сечение регулятора наддува 7, увеличивая расход газа в бак горючего 10. Увеличение расхода газа наддува в баках приводит к увеличению давления компонентов топлива на входе в насосы ТНА, повышению кавитационного запаса давления и обеспечивает восстановление потребного приведенного напора насоса и безаварийный режим работы ЖРДУ.
Величина командного воздействия на регуляторы расхода газа устанавливается следующим образом. При установлении факта снижения кавитационного запаса давления ниже допустимого корректирующее устройство 4 подает команду в вычислительное устройство 3, в котором производится вычисление производных изменения давления и температуры на входе в двигатель, которым с помощью математической модели внутрибаковых процессов определяется необходимый расход газа наддува и потребное для его осуществления воздействие на привод регулятора наддува баков горючего или окислителя (φ0 или φг).
Claims (1)
- Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки, заключающийся в изменении проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува в зависимости от кавитационного запаса давления насосов турбонасосного агрегата, и измерении параметров двигателя, отличающийся тем, что определяют производные параметры по времени работы, а изменение проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува, устанавливают по величине производной изменения давления и температуры на входе в двигатель.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012121447/06A RU2499906C1 (ru) | 2012-05-25 | 2012-05-25 | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012121447/06A RU2499906C1 (ru) | 2012-05-25 | 2012-05-25 | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012121447A RU2012121447A (ru) | 2013-11-27 |
RU2499906C1 true RU2499906C1 (ru) | 2013-11-27 |
Family
ID=49625073
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012121447/06A RU2499906C1 (ru) | 2012-05-25 | 2012-05-25 | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2499906C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2622677C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-06-19 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Система управления расходом компонента топлива жрд |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2524938A1 (fr) * | 1982-04-08 | 1983-10-14 | Centre Nat Etd Spatiales | Procede de regulation du rapport de melange des propergols pour un moteur a propergols liquides par mesure des debits et regulateurs pour sa mise en oeuvre |
DE4005607C1 (ru) * | 1990-02-22 | 1991-07-25 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh, 2800 Bremen, De | |
RU2180704C2 (ru) * | 2000-03-06 | 2002-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "НПО ТЕХНОМАШ" | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
RU2180705C2 (ru) * | 2000-03-10 | 2002-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "НПО ТЕХНОМАШ" | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
RU2418188C1 (ru) * | 2010-03-17 | 2011-05-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Производственное Объединение "Техномаш" | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
-
2012
- 2012-05-25 RU RU2012121447/06A patent/RU2499906C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2524938A1 (fr) * | 1982-04-08 | 1983-10-14 | Centre Nat Etd Spatiales | Procede de regulation du rapport de melange des propergols pour un moteur a propergols liquides par mesure des debits et regulateurs pour sa mise en oeuvre |
EP0091852A1 (fr) * | 1982-04-08 | 1983-10-19 | Centre National D'etudes Spatiales | Procédé de régulation du rapport de mélange des propergols pour un moteur à propergols liquides |
DE4005607C1 (ru) * | 1990-02-22 | 1991-07-25 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh, 2800 Bremen, De | |
RU2180704C2 (ru) * | 2000-03-06 | 2002-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "НПО ТЕХНОМАШ" | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
RU2180705C2 (ru) * | 2000-03-10 | 2002-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "НПО ТЕХНОМАШ" | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
RU2418188C1 (ru) * | 2010-03-17 | 2011-05-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Производственное Объединение "Техномаш" | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2622677C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-06-19 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Система управления расходом компонента топлива жрд |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012121447A (ru) | 2013-11-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8951019B2 (en) | Multiple gas turbine forwarding system | |
US9371789B2 (en) | System and method for a self-adjusting dual fuel gas control | |
EP2834506B1 (en) | Method and apparatus for controlling fuel pressure in a gaseous fuelled internal combustion engine | |
WO2006049252A1 (ja) | 舶用ディーゼル機関の燃料噴射制御方法及びその装置 | |
US9470167B2 (en) | System and method for estimating high-pressure fuel leakage in a common rail fuel system | |
EP1659294B1 (en) | Compressor control unit and gas turbine power plant including this unit | |
EP2479408A2 (en) | Aircraft engine fuel system | |
US9567937B2 (en) | Method and device for operating a fuel injection device, especially of a motor vehicle | |
CN110667809B (zh) | 一种流量精确控制的浮力调节系统 | |
RU2499906C1 (ru) | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки | |
EP2602547A1 (en) | Specific gravity monitoring control device and fuel supply apparatus provided with same | |
RU2418188C1 (ru) | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки | |
BR112014005840B1 (pt) | Método de rastreamento da eficiência volumétrica de uma bomba de alta pressão em um sistema regulador hidráulico de uma turbomáquina | |
RU2490492C1 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем и система для его осуществления | |
CN106573615B (zh) | 液压驱动系统 | |
US10738881B2 (en) | Hydraulic control device | |
SE537251C2 (sv) | Förfarande samt anordning för funktionskontroll av en högtrycksbränslepump | |
RU2180705C2 (ru) | Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки | |
RU2692189C1 (ru) | Способ управления турбореактивным двухконтурным двигателем | |
Zanj et al. | Modelling, simulation, and optimization of a hot pressurization system for a liquid propellant space engine and comparison with experimental results | |
RU2406858C2 (ru) | Способ экспериментального подтверждения амплитудно-фазовых частотных характеристик жидкостных ракетных двигателей и жидкостный ракетный двигатель (варианты) | |
RU2497000C1 (ru) | Устройство для управления газотурбинным двигателем | |
RU2622677C1 (ru) | Система управления расходом компонента топлива жрд | |
Vetcha et al. | Overview of RS-25 Adaptation Hot-Fire Test Series for SLS, Status and Lessons Learned | |
RU2149439C1 (ru) | Способ регулирования режима работы жидкостного ракетного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160526 |