RU2540898C1 - Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения - Google Patents
Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2540898C1 RU2540898C1 RU2013144021/11A RU2013144021A RU2540898C1 RU 2540898 C1 RU2540898 C1 RU 2540898C1 RU 2013144021/11 A RU2013144021/11 A RU 2013144021/11A RU 2013144021 A RU2013144021 A RU 2013144021A RU 2540898 C1 RU2540898 C1 RU 2540898C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engines
- mode
- command
- rocket
- thrust
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень. Одновременно с проверкой работоспособности на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений. Если измеренное угловое отклонение качающейся части хотя бы одного двигателя превышает заданное значение, то выдают команду на выключение всех двигателей. В противном случае переводят все двигатели, в случае их работоспособности, на режим главной ступени. Одновременно формируют команды управления качающимися частями двигателей с учетом измеренных их угловых отклонений. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности безаварийного старта ракеты. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения (РКН) на стартовой позиции.
В космической технике известен выбранный в качестве прототипа способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты, заключающийся в зажигании топлива в камерах сгорания двигателей, в выходе всех двигателей на режим тяги предварительной ступени, выдерживании тяги на режиме предварительной ступени в течение заданного по циклограмме времени, проверке работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени, выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень в случае, если все они работоспособны, и выдаче команды на выключение всех двигателей, если хотя бы один из них неработоспособен (см. [1]).
Известный способ управления запуском двигателей позволяет выявить аномалии в работе двигателей на режиме тяги предварительной ступени, когда ракета еще не может уйти со старта. В случае выявления неработоспособности хотя бы одного двигателя осуществляется так называемый «сброс схемы» [1], т.е. автоматическая отмена запрограммированных операций запуска двигателей и переход к операциям аварийного выключения всех двигателей с перекрытием питающих магистралей. Тем самым известный способ сохраняет ракету и стартовые сооружения от разрушения в случае своевременного обнаружения неисправности какого-либо двигателя на режиме тяги предварительной ступени. Однако известный способ не позволяет выявить аварийные ситуации с электрогидравлическими сервоприводами (ЭГС), которые обеспечивают отклонение качающихся частей двигателей от своих средних положений. К числу таких аварийных ситуаций, как показывает опыт работы КБ «Салют» ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, относятся обрыв электрической обмотки электромеханического преобразователя, заклинивание золотника гидроусилителя, засорение сопла гидроусилителя и др. Эти аварийные ситуации особенно опасны в случае, когда ЭГС снабжены гидрозамками, срабатывающими при достижении давления в гидросистемах заданного значения и освобождающими штоки ЭГС. Такие ЭГС невозможно проверить непосредственно перед запуском двигателей до достижения тягой определенного значения, обеспечивающего необходимое для срабатывания гидрозамка давление в гидросистеме.
Известный способ не позволяет также устранить последствия ряда факторов, приводящих к отклонению качающейся части двигателя от продольной оси ракеты при нулевом командном сигнале, поступающем от системы управления (СУ) на ЭГС. К числу этих факторов относятся:
- так называемое «смещение нуля» ЭГС при подаче давления в ЭГС и срабатывании гидрозамка;
- «просадка» штока ЭГС под действием внешней нагрузки из-за наличия перетечек рабочей жидкости в ЭГС, из-за наличия воздушных пузырей в гидросистеме и др.;
- «прогиб» конструкции двигателя и РКН под действием силы тяги;
- люфты в конструкции двигателя и ЭГС и др.
Указанное отклонение качающейся части двигателя при нулевом командном сигнале от СУ на участке старта ракеты может при действии других возмущающих факторов (например, ветра) привести к соударению ракеты со стенками стартового заглубления или другими стартовыми сооружениями.
Задачей предлагаемого изобретения является разработка способа управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения, позволяющего:
- выявить аварийную ситуацию с ЭГС еще до отрыва РКН от стартового стола и в этом случае отменить старт ракеты;
- при отсутствии признака аварийной ситуации с ЭГС скомпенсировать отклонение качающейся части двигателя при нулевом командном сигнале от СУ.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение вероятности безаварийного старта ракеты.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления запуском жидкостных реактивных двигателей РКН, заключающемся в зажигании топлива в камерах сгорания двигателей, выходе всех двигателей на режим тяги предварительной ступени, выдерживании тяги на режиме предварительной ступени в течение заданного по циклограмме времени, проверке работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени, выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень в случае, если все они работоспособны, и выдаче команды на выключение всех двигателей, если хотя бы один из них неработоспособен, в соответствии с изобретением, при использовании двигателей, качающиеся части которых отклоняются от среднего положения с помощью электрогидравлических сервоприводов, снабженных гидрозамками, одновременно с проверкой работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений и выдают команду на выключение всех двигателей при превышении заданного значения величиной измеренного углового отклонения качающейся части хотя бы одного двигателя, а при отсутствии таких превышений при выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на режим главной ступени одновременно формируют команды управления отклонениями качающихся частей двигателей от их средних положений с учетом измеренных угловых отклонений качающихся частей двигателей.
Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется фиг.1.
Фиг.1 - типовой закон изменения тяги при запуске двигателя (минимальное, номинальное и максимальное значения тяги).
Рассмотрим в качестве примера РКН, включающую центральный блок и четыре боковых блока. Каждый из пяти блоков РКН содержит двигатель, качающаяся часть которого отклоняется в кардановом подвесе в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях с помощью двух ЭГС.
До включения двигателя оба ЭГС находятся на гидрозамках, при этом полости гидроцилиндров отсоединены от питающих и сливных магистралей, а штоки ЭГС, механически связанные с поршнями, занимают фиксированные положения. В таком состоянии выявить возможные неисправности ЭГС невозможно.
В соответствии с циклограммой запуска двигателей, вначале подается команда на запуск двигателя центрального блока, а через 0,5 с - команда на запуск двигателей боковых блоков. Типовая зависимость тяги двигателя центрального блока от времени показана на фиг.1. При достижении тягой двигателя значения, равного приблизительно 30% от номинального (≈60 тс), давление в гидросистеме РКН достигает 30…70 кгс/см2, силы давления в ЭГС преодолевают силы пружин гидрозамков и штоки ЭГС освобождаются и практически скачкообразно занимают новые положения, соответствующие так называемому «гидравлическому» нулю углового отклонения качающейся части двигателя.
При достижении тягами двигателей тяги предварительной ступени (ПСТ) (составляющей приблизительно 120 тс) в соответствии циклограммой запуска двигатели в течение определенного времени выдерживаются на режиме ПСТ. В соответствии с предлагаемым способом после выхода тяги всех двигателей на режим ПСТ, одновременно с проверками работоспособности всех двигателей, измеряют отклонения 
качающихся частей каждого двигателя (i - номер двигателя) от их средних положений. Измерения углов 
можно осуществить с помощью потенциометрических датчиков, установленных на штоках ЭГС, либо с помощью тросиковых датчиков угла отклонения камер двигателей. В перспективе возможно использование лазерных датчиков. Измерения можно проводить однократно, либо периодически (например, через промежутки времени, равные такту бортовой цифровой машины, входящей в состав системы управления (СУ) РКН).
Если ЭГС имеет неисправность типа обрыва электрической обмотки электромеханического преобразователя, заклинивания золотника гидроусилителя, засорения сопла гидроусилителя и др., то после снятия ЭГС с гидрозамка шток ЭГС будет непрерывно перемещаться к крайнему положению (так называемое явление «самохода» штока), при этом качающаяся часть двигателя отклонится на максимальный угол, создавая возмущающий момент недопустимой величины. В соответствии с предлагаемым способом в этом случае выдается команда на выключение всех двигателей и ракета остается на старте. Для идентификации «самохода» измеренное угловое отклонение качающейся части двигателя сравнивают с заранее определенным заданным значением (для рассматриваемой РКН это значение составляет 4°…6°).
При отсутствии превышений величинами угловых отклонений качающихся частей двигателей предельно допустимых значений (естественно при условии, что проверка всех двигателей показала их работоспособность) процесс запуска двигателей продолжается и выдается команда на перевод всех двигателей на режим тяги главной ступени.
В этом случае в соответствии с предлагаемым способом измеренные угловые отклонения качающихся частей двигателей учитываются в управлении движением РКН для компенсации создаваемых ими возмущающих моментов. В известном способе управления запуском двигателя такая компенсация не предусматривается, в результате чего к моменту включения автомата стабилизации СУ, РКН уже может «накопить» недопустимый угол и угловую скорость отклонения от вертикали, что в некоторых неблагоприятных ситуациях (например, при действии «помогающего» ветра) может привести к соударению заглубленного сопла двигателя ракеты со стенками газохода. Включение автомата стабилизации осуществляется лишь после прохождения команды «Контакт подъема» при подъеме РКН на высоту около 30 мм.
В предлагаемом способе команды на отклонение качающихся частей двигателей формируются раньше - после команды на перевод тяги всех двигателей на режим главной ступени. С этой целью измеренные отклонения учитываются при формировании команд управления отклонениями качающихся частей двигателей от их средних положений (например, 
) вычитаются из командных сигналов 
, поступающих от автомата стабилизации СУ). До момента включения автомата стабилизации 
.
Разности 
подаются на ЭГС, что позволяет еще до включения автомата стабилизации уменьшить влияние возмущений, связанных с несанкционированными отклонениями качающихся частей двигателей.
Таким образом, благодаря реализации предложенного в изобретении технического решения, достигается повышение вероятности безаварийного старта ракеты.
Источники информации
1. В.И. Феодосьев. Основы техники ракетного полета. М., «Наука», 1981 г., стр.138-139.
Claims (1)
- Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения, заключающийся в зажигании топлива в камерах сгорания двигателей, выходе всех двигателей на режим тяги предварительной ступени, выдерживании тяги на режиме предварительной ступени в течение заданного по циклограмме времени, проверке работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени, выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень в случае, если все они работоспособны, и выдаче команды на выключение всех двигателей, если хотя бы один из них неработоспособен, отличающийся тем, что при использовании двигателей, качающиеся части которых отклоняются от среднего положения с помощью электрогидравлических сервоприводов, снабженных гидрозамками, одновременно с проверкой работоспособности всех двигателей на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений и выдают команду на выключение всех двигателей при превышении заданного значения величиной измеренного углового отклонения качающейся части хотя бы одного двигателя, а при отсутствии таких превышений при выдаче команды на перевод тяги всех двигателей на режим главной ступени одновременно формируют команды управления отклонениями качающихся частей двигателей от их средних положений с учетом измеренных угловых отклонений качающихся частей двигателей.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013144021/11A RU2540898C1 (ru) | 2013-10-01 | 2013-10-01 | Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013144021/11A RU2540898C1 (ru) | 2013-10-01 | 2013-10-01 | Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2540898C1 true RU2540898C1 (ru) | 2015-02-10 |
Family
ID=53287002
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013144021/11A RU2540898C1 (ru) | 2013-10-01 | 2013-10-01 | Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2540898C1 (ru) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5141181A (en) * | 1989-10-05 | 1992-08-25 | Leonard Byron P | Launch vehicle with interstage propellant manifolding |
| RU2170194C1 (ru) * | 2000-07-20 | 2001-07-10 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева | Способ старта ракеты |
| US6314978B1 (en) * | 1996-02-21 | 2001-11-13 | Mcdonnell Douglas Corporation | Reciprocating feed system for fluids |
| RU2191343C2 (ru) * | 2000-07-20 | 2002-10-20 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В.Хруничева | Способ управления ракетой |
| US6530213B2 (en) * | 2001-05-22 | 2003-03-11 | Lockheed Martin Corporation | Method and apparatus for ignition detection |
| RU2231747C2 (ru) * | 2001-11-22 | 2004-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им.М.В. Хруничева" | Способ разделения ступеней ракеты (варианты) |
-
2013
- 2013-10-01 RU RU2013144021/11A patent/RU2540898C1/ru active IP Right Revival
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5141181A (en) * | 1989-10-05 | 1992-08-25 | Leonard Byron P | Launch vehicle with interstage propellant manifolding |
| US6314978B1 (en) * | 1996-02-21 | 2001-11-13 | Mcdonnell Douglas Corporation | Reciprocating feed system for fluids |
| RU2170194C1 (ru) * | 2000-07-20 | 2001-07-10 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева | Способ старта ракеты |
| RU2191343C2 (ru) * | 2000-07-20 | 2002-10-20 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В.Хруничева | Способ управления ракетой |
| US6530213B2 (en) * | 2001-05-22 | 2003-03-11 | Lockheed Martin Corporation | Method and apparatus for ignition detection |
| RU2231747C2 (ru) * | 2001-11-22 | 2004-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им.М.В. Хруничева" | Способ разделения ступеней ракеты (варианты) |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| В.И. ФЕОДОСЬЕВ. Основы техники ракетного полета. М., "Наука", 1981., с.138-139; . * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8868260B2 (en) | Consolidated vehicle propulsion control using integrated modular avionics | |
| Weiland et al. | Concept analysis and laboratory observations on a water piercing missile launcher | |
| KR100948390B1 (ko) | 유도무기의 사출 제어장치 및 제어방법 | |
| CN109163624B (zh) | 一种可分离的火箭推进系统 | |
| US20150089921A1 (en) | Auxiliary power supply method through an auxiliary power unit and corresponding architecture | |
| RU2703862C2 (ru) | Пневматическое устройство быстрой реактивации газотурбинного двигателя, структура силовой установки многомоторного вертолета, оборудованной таким устройством, и соответствующий вертолет | |
| CN103803095A (zh) | 小型无人机的气动发射装置 | |
| RU2540898C1 (ru) | Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения | |
| ITTO20010394A1 (it) | Meccanismo di bloccaggio e sbloccaggio per aletta stabilizzatrice di missile, includente un amplificatore di forza meccanico. | |
| US20150246736A1 (en) | Reusable Staging System For Launch Vehicles | |
| KR20170079834A (ko) | 빌지 펌프를 이용한 무장 사출 장치 및 방법 | |
| WO2016116095A1 (de) | SCHWERGEWICHTSTORPEDO ZUM ABSETZEN IN EIN GEWÄSSER AUßERHALB EINER SICHTWEITE EINES ZIELS SOWIE TRANSPORTSCHLITTEN UND FLUGZEUG | |
| RU2170194C1 (ru) | Способ старта ракеты | |
| EP2098451A1 (en) | Aerospace vehicle system | |
| RU2481251C1 (ru) | Способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью | |
| US20160052649A1 (en) | Fail-safe command destruct system | |
| RU2622427C2 (ru) | Способ управления угловым движением ракеты космического назначения | |
| RU2773454C1 (ru) | Система управления робототехнических средств | |
| RU2015156891A (ru) | Летательный аппарат, выполненный с возможностью перехода из воздушного пространства в космическое пространство, и способ автоматической адаптации его конфигурации | |
| KR20110091098A (ko) | 자동차용 지능형 소화시스템 | |
| RU2386921C1 (ru) | Многоступенчатая зенитная ракета и способ ее боевого применения | |
| KR102168914B1 (ko) | 수중발사체의 안전스위치 | |
| Cui et al. | Fault Injection of Electro-Hydrostatic Actuator and its Influence Analysis of Aircraft Flight Performance | |
| RU2343399C1 (ru) | Устройство для самоликвидации ракеты | |
| KR101641816B1 (ko) | 무장 발사시스템의 유압회로장치 및 이를 포함하는 잠수함의 무장 발사시스템, 이를 이용한 잠수함의 무장 발사방법 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151002 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20170614 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181002 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20200310 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210205 |