RU2784126C2 - Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания - Google Patents
Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания Download PDFInfo
- Publication number
- RU2784126C2 RU2784126C2 RU2021131719A RU2021131719A RU2784126C2 RU 2784126 C2 RU2784126 C2 RU 2784126C2 RU 2021131719 A RU2021131719 A RU 2021131719A RU 2021131719 A RU2021131719 A RU 2021131719A RU 2784126 C2 RU2784126 C2 RU 2784126C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- combustion chamber
- viscosity
- switch
- tank
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 18
- 239000012255 powdered metal Substances 0.000 title claims abstract description 14
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 title abstract description 5
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 34
- 238000005086 pumping Methods 0.000 claims abstract description 19
- 239000000654 additive Substances 0.000 claims abstract description 8
- 230000000996 additive Effects 0.000 claims abstract description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 3
- 230000005611 electricity Effects 0.000 abstract 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 abstract 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 abstract 1
- 240000004804 Iberis amara Species 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 8
- 230000005672 electromagnetic field Effects 0.000 description 4
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 3
- 230000001105 regulatory Effects 0.000 description 3
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 3
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 2
- 239000012190 activator Substances 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000001879 gelation Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 239000002923 metal particle Substances 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
Images
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках ракет. В состав системы управления двигательной установкой летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания входят бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлическая магистраль между баком и камерой сгорания с регулятором вязкости гелеобразного горючего, расположенным перед насосным агрегатом, источник электропитания и агрегаты химической автоматики. Дополнительно система управления содержит измеритель вязкости гелеобразного горючего, подсоединенный к источнику электропитания и установленный в гидравлической магистрали между регулятором вязкости и насосным агрегатом. Электрический выход измерителя вязкости через агрегаты химической автоматики соединен с пусковым устройством насосного агрегата и с пускоотсечным клапаном на гидравлической магистрали. Задачей заявляемого изобретения является разработка на основе имеющегося арсенала средств и методов управления работой ракетных двигательных установок на базе ЖРД принципов построения системы управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках ракет.
Известна /1/ система управления режимом жидкостного ракетного двигателя, которая содержит различные блоки задания и коммутации управляющих сигналов времени, сравнения, разрешения, усилительно-преобразующее устройство, источник электропитания, исполнительные органы и т.д., при этом в системе применение насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания не рассматривается.
Использование гелеобразных жидких горючих с металлическими присадками в двигательных установках является одним из направлений развития жидкостного ракетного двигателестроения, при этом стабильная работа двигательной установки возможна при разрушении гелированной структуры горючего при течении его по трубопроводу подачи, при этом возможным путем разрушения структуры может быть обнаруженная зависимость тиксотропических свойств от температуры (/2, с. 222-223/).
Другими вариантами разрушения гелированной структуры горючего может быть активация процессов в различных жидких средах вращающимся электромагнитным полем /3, 4/ с добавлением в жидкую среду частиц металлов титана, никеля, других ферромагнетиков /3/ с одновременным переводом обрабатываемой среды в режим кавитации /4/, осуществляемая в активаторах с рабочим участком в форме трубы с наружным электромагнитным индуктором.
Однако в двигательных установках, использующих гелеобразное горючее с металлическими присадками, такие варианты воздействия на горючее непригодны по той причине, что металлические присадки вводятся в состав горючего не во время обработки его вращающимся электромагнитным полем, а предварительно во время гелеобразования.
Запуск и работа двигательной установки с ЖРД являются сложной процедурой, при этом комплектация двигательной установки аппаратурой автоматики, циклограмма их работы зависят от типа системы подачи (вытеснительная или насосная), типа двигателя (двигатель с дожиганием генераторного газа или без него и др.), состава ракетного топлива (пара «горючее-окислитель») и др. характеристик (напр., /5, 6/).
Известна /7/ двигательная установка летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания двигателя, которая содержит бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлическую магистраль между баком и камерой сгорания с электромагнитным регулятором вязкости гелеобразного горючего, расположенным перед насосным агрегатом.
В состав двигательной установки введено дополнительное устройство - регулятор вязкости гелеобразного горючего, поэтому для прототипа /7/ имеется неопределенность относительно узлов аппаратуры автоматики, необходимых для стабильной работы двигательной установки, а также относительно взаимосвязей между аппаратами автоматики.
Задачей заявляемого изобретения является, на основе имеющегося арсенала средств и методов управления работой ракетных двигательных установок на базе ЖРД, разработка принципов построения системы управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания.
Поставленная задача решается тем, что система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания, содержащей бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлическую магистраль между баком и камерой сгорания, насосный агрегат, обеспечивающий подачу горючего из бака в камеру сгорания и связанный с коммутатором, регулятор вязкости гелеобразного горючего, расположенный перед насосным агрегатом, систему наддува бака, включающую аккумулятор давления, трубопровод наддува, вентиль и датчик давления наддува, связанный с коммутатором, система дополнительно содержит измеритель вязкости горючего, подсоединенный через коммутатор к источнику электропитания, а коммутатор выполнен с возможностью подачи сигнала на запуск насосного агрегата в зависимости от измеряемой вязкости горючего, при этом:
- измеритель вязкости установлен в гидравлической магистрали между регулятором вязкости и насосным агрегатом;
- электрический выход измерителя вязкости через коммутатор соединен с пусковым устройством насосного агрегата;
- электрический выход измерителя вязкости через коммутатор соединен с пускоотсечным клапаном на гидравлической магистрали;
- система управления содержит измеритель температуры горючего, подсоединенный через коммутатор к источнику электропитания и установленный в гидравлической магистрали.
Введение в систему управления измерителя вязкости горючего, подсоединенного через коммутатор к источнику электропитания и выполнение коммутатора с возможностью подачи сигнала на запуск насосного агрегата в зависимости от измеряемой вязкости горючего является основным признаком, необходимым для управления работой двигательной установки.
Такие дополнительные признаки, как:
- установка регулятора вязкости в гидравлической магистрали между регулятором вязкости и насосным агрегатом;
- электрическая связь измерителя вязкости через коммутатор с пусковым устройством насосного агрегата и (или) с пускоотсечным клапаном на гидравлической магистрали;
- измеритель температуры горючего, подсоединенный к источнику электропитания и установленный в гидравлической магистрали
являются необходимыми для построения циклограммы работы двигательной установки на всех режимах (запуск, основной режим), а также для АВД (аварийного выключения двигателя).
Сущность изобретения поясняется фиг. 1 и 2, где на фиг. 1 показана схема двигательной установки, а на фиг. 2 - вариант конструктивного исполнения измерительно-регулирующего узла.
Двигательная установка (фиг. 1) включает в себя бак 1, в которой находится гелеобразное горючее 2 с порошкообразной металлической добавкой, систему наддува, включающую аккумулятор давления 3 с трубопроводом наддува 4 и вентилем (клапаном) 5. К днищу 6 нижней части бака 1 через измерительно-регулирующий узел присоединен трубопровод 7, соединяющий внутреннюю полость бака 1 с входным патрубком насоса 8. На трубопроводе 7 установлены регулятор расхода 9 и вентиль 10.
Измерительно-регулирующий узел включает в себя последовательно расположенные по направлению движения горючего (показано стрелкой 11) регулятор вязкости 12, измеритель вязкости 13 и измеритель температуры 14. Регулятор вязкости 12 скоммутнрован с источником многофазного электропитания 15.
Привод насоса 8 осуществляется от турбоагрегата 16 и газогенератора 17.
Напорный патрубок насоса 8 соединен с камерой сгорания 18 трубопроводом 19 с пускоотсечным клапаном 20.
Двигательная установка также содержит бак окислителя, емкости с другими компонентами, аппаратуру автоматики.
Система управления содержит источник электропитания 21 и бортовой коммутатор 22. Измеритель вязкости 13 через линию связи 23 и коммутатор 22 соединен с источником электропитания 21, а измеритель температуры 14 через линию связи 24 и коммутатор 22 с источником электропитания 21. Технические требования к измерителям вязкости 13 и температуры 14 - наличие электрического входа и электрического выхода измерительного сигнала.
Внутри бака 1 (фиг. 2) у днища 6 в области входа в трубопровод 7 установлены пилоны 25, на которые установлен воронкогаситель 26. Внутри воронкогасителя размещена электрическая обмотка 27. Вторая электрическая обмотка 28 установлена на днище 6, обмотки 27 и 28 размещены и подключены к источнику электропитания 15 таким образом, что при подаче на них многофазного электропитания в тракте подачи горючего между воронкогасителем 26 и днищем 6 и далее на некотором участке трубопровода 7 создается вращающееся электромагнитное поле. Непосредственно после места установки электрической обмотки 28 на трубопроводе 7 устанавливаются датчик 29 измерителя вязкости 13 и датчик 30 измерителя температуры 14.
Система управления и двигательная установка работают следующим образом. От аккумулятора давления 3 по линии наддува 4 осуществляется наддув бака 1, давление наддува до 1,0 МПа. Электрический сигнал от датчика давления 31 наддува бака подается на коммутатор 22. Производится подсоединение регулятора вязкости 12 к источнику электропитания 15 и подача электропитания на измерители вязкости 13 и температуры 14.
По достижении минимального расчетного значения вязкости горючего через коммутатор 22 подается сигнал на запуск газогенератора 17 и насоса 8, а также регулятор расхода 9 и открытие вентиля 10 и пускоотсечного клапана 20. Вращающееся электромагнитное поле, создаваемое обмотками 27 и 28, воздействует на поток горючего. Насос 8 производит подачу горючего в камеру сгорания 18. Измерение вязкости и температуры во время работы двигательной установки производится непрерывно, при этом при выходе значений вязкости и температуры горючего ниже или выше допустимых значений через коммутатор 22 подается сигнал аварийного выключения двигателя на вентиль 10 и пускоотсечной клапан 20.
Список литературы:
1. Система управления режимом жидкостного ракетного двигателя. Патент на изобретение RU 2119186, 1998.
2. В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин. Теория ракетных двигателей. Под редакцией В.П. Глушко, - М: Машиностроение, 1980.
3. Активатор жидкости. Патент на изобретение RU 2254586, 2004.
4. Способ активации процессов (варианты) и устройство для его осуществления (варианты). Патент на изобретение RU 2526446, 2014.
5. Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. - М.: Наука, Главная редакция физико-математической литературы, 1979.
6. Козлов А.А. и др. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1988.
7. Двигательная установка летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания двигателя. Заявка на изобретение RU 2021104837 от 25.02.2021.
Claims (5)
1. Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания, содержащая бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлическую магистраль между баком и камерой сгорания, насосный агрегат, обеспечивающий подачу горючего из бака в камеру сгорания и связанный с коммутатором, регулятор вязкости гелеобразного горючего, расположенный перед насосным агрегатом, систему наддува бака, включающую аккумулятор давления, трубопровод наддува, вентиль и датчик давления наддува, связанный с коммутатором, отличающаяся тем, что система управления содержит измеритель вязкости горючего, подсоединенный через коммутатор к источнику электропитания, а коммутатор выполнен с возможностью подачи сигнала на запуск насосного агрегата в зависимости от измеряемой вязкости горючего.
2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что измеритель вязкости установлен в гидравлической магистрали между регулятором вязкости и насосным агрегатом.
3. Система по п. 1, отличающаяся тем, что электрический выход измерителя вязкости через коммутатор соединен с пусковым устройством насосного агрегата.
4. Система по п. 1, отличающаяся тем, что электрический выход измерителя вязкости через коммутатор соединен с пускоотсечным клапаном на гидравлической магистрали.
5. Система по п. 1, отличающаяся тем, что она содержит измеритель температуры горючего, подсоединенный к источнику электропитания и установленный в гидравлической магистрали.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021131719A RU2784126C2 (ru) | 2021-10-28 | Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021131719A RU2784126C2 (ru) | 2021-10-28 | Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2021131719A RU2021131719A (ru) | 2021-12-29 |
| RU2784126C2 true RU2784126C2 (ru) | 2022-11-23 |
Family
ID=
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2812496C2 (ru) * | 2023-01-10 | 2024-01-30 | Валентин Павлович Рылов | Способ предпусковой подготовки ракеты-носителя с ЖРД, использующим гелеобразное ракетное горючее с порошкообразной металлической присадкой |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU10222U1 (ru) * | 1998-08-17 | 1999-06-16 | Саратовское высшее военное командно-инженерное училище ракетных войск | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с механической системой подачи псевдоожиженного порошкообразного горючего |
| RU2309140C2 (ru) * | 2005-02-24 | 2007-10-27 | Общество с ограниченной ответственностью"Композит" | Способ получения гелеобразного ракетного монотоплива |
| EP3520565A1 (en) * | 2016-09-27 | 2019-08-07 | Novelis, Inc. | Rotating magnet heat induction |
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU10222U1 (ru) * | 1998-08-17 | 1999-06-16 | Саратовское высшее военное командно-инженерное училище ракетных войск | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с механической системой подачи псевдоожиженного порошкообразного горючего |
| RU2309140C2 (ru) * | 2005-02-24 | 2007-10-27 | Общество с ограниченной ответственностью"Композит" | Способ получения гелеобразного ракетного монотоплива |
| EP3520565A1 (en) * | 2016-09-27 | 2019-08-07 | Novelis, Inc. | Rotating magnet heat induction |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Лекции Автоматизация судовых энергетических установок, ГЛАВА7, АВТОМАТИЗАЦИЯ СУДОВЫХ ДИЗЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК, раздел 7.5. Регулирование вязкости тяжелого топлива, 01.06.2012. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2812496C2 (ru) * | 2023-01-10 | 2024-01-30 | Валентин Павлович Рылов | Способ предпусковой подготовки ракеты-носителя с ЖРД, использующим гелеобразное ракетное горючее с порошкообразной металлической присадкой |
| RU2815981C2 (ru) * | 2023-01-20 | 2024-03-25 | Валентин Павлович Рылов | Способ запуска двигательной установки с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3088406A (en) | Quantized impulse rocket | |
| RU2492341C1 (ru) | Способ высотных испытаний крупногабаритного рдтт и установка для его осуществления | |
| RU2784126C2 (ru) | Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания | |
| Whitmore et al. | Vacuum test of a novel green-propellant thruster for small spacecraft | |
| RU2545615C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2545613C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2302547C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| GB763015A (en) | Power gas producing apparatus especially for rocket type propulsion devices | |
| RU2662011C1 (ru) | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата | |
| RU2413863C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель и узел подвески камеры сгорания жрд | |
| RU2299345C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска | |
| RU2605163C2 (ru) | Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата | |
| RU2300657C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2412370C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги и узел подвески камеры сгорания | |
| RU2542623C1 (ru) | Способ работы кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей (жрд) и ракетная двигательная установка | |
| RU2770072C2 (ru) | Стенд для испытаний насосной системы подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ракетного двигателя | |
| RU2380651C1 (ru) | Многоступенчатая зенитная ракета | |
| RU2116491C1 (ru) | Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель | |
| Carter et al. | Experiences in testing of a large-scale, liquid-fueled, air-breathing, pulse detonation engine | |
| RU2815981C2 (ru) | Способ запуска двигательной установки с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД | |
| US3283508A (en) | Missile control system | |
| RU2295052C2 (ru) | Жидкостная ракетная двигательная установка | |
| RU2466292C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2040703C1 (ru) | Жидкостная ракетная двигательная установка | |
| RU2132477C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата |