книги из ГПНТБ / Гликман Б.Ф. Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей

программного механизма, и полученный сигнал рассогласования через фильтр и усилитель поступает на рулевой привод.

В случае использования поворотных двигателей или газовых рулей (см. § 1.2) обычно применяется гидравлический рулевой привод. Поворот двигателя или газовых рулей приводит к появ­ лению боковой составляющей тяги, которая начинает поворачи­ вать ось ракеты или вызывать вращение ракеты вокруг оси.

По каналам рыскания и крена программой обычно задается нулевой угол. Программа изменения угла тангажа 0 (см. рис. 1.19) задается или как функция времени, или как функция кажущейся скорости. Гиростабилизированная платформа, на которой установлен датчик углового отклонения по тангажу, поворачивается программным механизмом. Благодаря этому ось чувствительности датчика всегда перпендикулярна к на­ правлению продольной оси ракеты.

1.3.3. Система регулирования расходов компонентов топлива

Важнейшей характеристикой ракеты, определяющей даль­

двигателей к начальному весу ракеты в мо­ мент старта. В конечный вес ракеты входят веса: полезного груза, корпуса ракеты, дви­ гателей, системы управления и топлива, оставшегося в баках. При прочих равных условиях характеристики ракеты будут тем

меры, чтобы остатки топлива в баках были минимальными.

Некоторый остаток топлива в баках не­ обходим в качестве гарантийного запаса для компенсации различных возмущающих фак­ торов, влияющих на количество топлива, требуемое для выполнения ракетой ее за­ дачи.

Одним из возмущающих факторов яв­ ляется отклонение от расчетного значения соотношения компо­ нентов в двигателях. При отклонении его от расчетного значе­ ния возможно преждевременное израсходование одного из ком­ понентов до момента выключения двигателей. Во избежание такой ситуации на борту ракеты необходимо иметь дополни­ тельный запас компонентов, что приводит к значительному уве­ личению общего гарантийного запаса топлива [48].

28

Для уменьшения гарантийного запаса целесообразно приме­ нить систему регулирования соотношения компонентов топлива. Одним из возможных вариантов такой системы является систе­ ма одновременного опорожнения -баков (СОБ) [18, 34, 48].

Система СОБ имеет (рис. 1.24) [18] датчики уровня компо­ нентов топлива 1 и 3, установленные в каждом из баков. При­ меняются емкостные, ультразвуковые, индуктивные и другие типы датчиков уровня [18]. Показания датчиков уровней разных баков сравниваются в счетно-решающем устройстве 2, которое вырабатывает команду, поступающую к исполнительному орга­ ну — приводу 5. Привод изменяет положение дросселирующего устройства 4, установленного на одной из топливных магистра­ лей двигателя, увеличивая или уменьшая тем самым соотноше­ ние компонентов топлива.

СОБ позволяет [48] существенно уменьшить гарантийные за­ пасы топлива, снизить требования к точности поддержания со­ отношения компонентов в двигателе и к точности заправки ба­ ков ракеты компонентами. Несмотря на увеличение массы раке­ ты из-за СОБ характеристики ракеты улучшаются, так как уменьшается гарантийный запас топлива.

1.4.ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ

КСИСТЕМЕ РЕГУЛИРОВАНИЯ ЖРД

Двигатель является исполнительным органом систем управ­ ления ракетой, и для нормального функционирования эти си­ стемы должны иметь возможность в определенном диапазоне изменять величину и направление тяги.

Если при работе системы стабилизации ракеты изменение направления тяги происходит (см. § 1.2) путем изменения на­ правления оси двигателя или камеры, т. е. путем их поворота, или путем поворота потока газа на выходе из сопла (газовые рули или вдув газа в сопло), то система управления практиче­ ски не вмешивается в процессы, происходящие в 'двигателе. Из различных схем систем управления направлением тяги только вариант схемы с рассогласованием тяги отдельных двигателей связан с изменением режима работы двигателя.

Иное положение с системой регулирования кажущейся ско­ рости (РКС). При работе в качестве исполнительного органа этой системы двигатель должен изменять тягу, т. е. изменять режим своей работы. Изменение тяги двигателя осуществляется путем внесения системой РКС управляющего воздействия, на­ рушающего равновесие в его основном энергетическом блоке — системе подачи_компонентов. После установления нового равно­ весного состояния частота вращения ТНА, давление подачи ком­ понентов, а вслед за этим и давление в камере сгорания, и тяга двигателя принимают новые значения.

29

В формировании управляющего воздействия на ракету в данном случае принимают участие все элементы двигателя, и характер процессов в агрегатах двигателя оказывает влияние на работу системы управления ракетой. В связи с этим к двигате­ лю как исполнительному органу системы управления ракетой предъявляются определенные требования. В частности, для обе­ спечения нормальной работы системы управления необходимы определенная точность поддержания параметров двигателя п достаточное быстродействие двигателя при изменении его режи­ ма системой управления.

Как уже отмечалось, одним из факторов, существенно влияю­ щих на характеристики ракеты (дальность или полезный груз), являются гарантийные остатки компонентов в баках при выклю­ чении двигателя. Для сведения гарантийных остатков компонен­ тов топлива до минимума на ракетах используют специальные системы регулирования одновременным опорожнением баков

(см. § 1.3) .

В зависимости от знака и величины рассогласования уровней компонентов в баках СОВ вырабатывает команду на изменение соотношения компонентов топлива в двигателе путем изменения гидравлического сопротивления дросселирующего устройства (дросселя СОВ) на одной из основных магистралей двигателя. И в данном случае двигатель является исполнительным органом одной из систем управления ракеты, и к нему предъявляются определенные требования по эффективности исполнительных функций и точности поддержания соотношения компонентов.

Кроме управляющих воздействий со стороны систем управ­ ления ракетой, на двигатель действуют разнообразные в о з м у ­

то и внешние возмущающие воздействия в основном поступают из топливоподающих трактов. Внешними факторами являются: изменение давления компонентов перед насосами, изменение плотности топлива из-за изменения температуры или сортности компонентов. Давление на входах в насосы изменяется из-за из­ менения высоты столба компонентов в баках, из-за изменения давления наддува в связи с увеличением осевой перегрузки, действующей на столб компонента при движении по траектории, и, кроме того, из-за колебания перегрузки вследствие упругих продольных колебаний корпуса ракеты или действия внешних возмущений (порывы ветра и т. д.). Небольшие внешние возму­ щения могут поступать и от систем управления ракеты из-за шу­ мов в электрических цепях этих систем и других причин.

Внешняя среда (атмосферные условия) практически не ока­ зывает влияния на работу двигателя, так как внутренние пара­

30

ние составляет возможное влияние давления внешней среды ри на давление и плотность газа в турбине двигателя без дожига­ ния генераторного газа в случае докритического перепада дав­ ления в выхлопном патрубке за турбиной.

Возмущения от внешней среды могут действовать на двига­ тель не непосредственно, а через ракету, вызывая изменение ее ускорения. Но эти возмущения рассматривались ранее, так как

двигателя. Одни и те же детали разных экземпляров агрегатов двигателей могут отличаться по размеру и форме в пределах допусков на изготовление, предусмотренных чертежами, что при­ водит к разбросу характеристик отдельных экземпляров одних и тех же агрегатов или систем, изготовленных по одинаковым чертежам.

В частности, у насосов отличаются напоры и коэффициенты полезного действия, у турбины — коэффициент расхода для газа (т. е. площадь сечений сопел) и к. п. д., у гидравлических трак­ тов — величины коэффициентов гидравлического сопротивления, у газогенератора — работоспособность генераторного газа при заданном соотношении компонентов, у камеры сгорания — пло­ щадь критического сечения сопла и суммарный коэффициент удельной тяги и т. д.

Все параметры двигателя связаны между собой, и разброс характеристик его агрегатов приводит к отклонениям в режиме работы двигателя, т. е. к отклонению от номинальных значений тяги, удельного импульса тяги и соотношения компонентов в двигателе. В результате возникают дополнительные возмуще­ ния, действующие на ракету.

Кроме того, из-за указанных отклонений сам двигатель мо­ жет выйти из заданного диапазона его работы, что в свою оче­ редь может явиться причиной аварии (возникновение высоко­ частотных колебаний, прогар камеры сгорания из-за недоста­ точного охлаждения и т. д.).

Приведенные выше соображения показывают, что необходи­ мо вводить в состав двигателя специальные системы, не допус­ кающие больших отклонений режима работы двигателя от его номинального значения.

Режим работы двигателя поддерживается тремя системами. Во-первых, это система управления ракетой, для которой двигатель является исполнительным органом. Если режим ра­ боты двигателя отличается от номинального, то соответственно будет отличаться от расчетной траектория полета ракеты, а при отклонении соотношения компонентов топлива, забираемых дви­

31

гателем из баков, опорожнение баков горючего и окислителя будет протекать неодинаково.

Система управления по сигналам соответствующих датчиков скорректирует режим работы двигателя, однако это произойдет с существенным запаздыванием, так как ракета как объект ав­ томатического регулирования и ее системы управления имеют постоянные времени на порядки больше, чем постоянная време­ ни двигателя.

Кроме того, для обеспечения коррекции режима работы дви­ гателя с помощью системы управления необходимо расширить диапазон регулирования системы управления, чтобы она одно­ временно смогла управлять ракетой, компенсировать возмуще­ ния, действующие на ракету, и еще — компенсировать отклоне­ ния режима работы двигателя под действием внешних и внут­ ренних факторов.

Создание системы управления с большим диапазоном регу­ лирования встречает определенные трудности и в большинстве случаев оказывается нерациональным. Поэтому основная на­ грузка по компенсации влияния внешних и внутренних возмуще­ ний, действующих на ЖРД, ложится на внутридвигательные системы.

Для частичной компенсации технологических отклонений ис­ пользуют второй способ поддержания режима работы двигате­ ля: с помощью системы настройки, состоящей из нескольких шайб в гидравлических трактах двигателя с гидравлическим сопротивлением, подбираемым по результатам проливок отдель­ ных агрегатов или по данным контрольно-технологических ис­ пытаний двигателя. Система настройки позволяет сузить до­ пуски на отклонения режима работы двигателя от номинальных значений.

Однако система настройки позволяет компенсировать (и то, только частично) влияние внутренних факторов на режим рабо­ ты двигателя; внешние факторы она не компенсирует.

Следует отметить, что для достаточно точной настройки не­ обходимы контрольно-технологические испытания двигателя или подробное экспериментальное определение характеристики аг­ регатов, что не всегда возможно и требует создания сложных и дорогих экспериментальных установок.

отклонений режима работы двигателя из-за внешних и внутрен­ них факторов, так как более точно поддерживает режим его работы. В этом заключается основная цель введения ее в схему двигателя, хотя при этом схема двигателя усложняется и увели­ чивается его масса.

Наличие внутридвигательной системы регулирования не ис­ ключает использования двух других способов стабилизации ре­ жима работы двигателя. Наоборот, каждая из систем помогает

32

другим в решении общей задачи стабилизации режима работы двигателя. В частности, система настройки, компенсируя часть отклонений параметров двигателя, облегчает работу ракетных и внутридвигательной систем регулирования. Внутридвигатель­ ная система регулирования, обеспечивая точное поддержание параметров, увеличивает надежность работы двигателя и обес­ печивает лучшие условия работы ракетных систем управления.

Основное требование к системе регулирования двигателя вытекает из назначения этой системы — обеспечить достаточно высокую точность поддержания заданного режима работы дви­ гателя, т. е. поддержания тяги (или давления в камере сгора­ ния), а в ряде случаев и соотношения компонентов топлива. Потребная точность поддержания параметров двигателя зави­ сит в первую очередь от требования со стороны системы управ­ ления ракетой, так как из соображений надежности самого дви­ гателя допустимый диапазон изменения его параметров обычно бывает достаточно широким.

Например, система управления ракеты требует [57] точности порядка 2—3%. Требования по точности соотношения расходов компонентов топлива в двигателе k\ зависят от наличия в соста­ ве ракеты системы регулирования одновременным опорожнени­ ем баков (СОБ). Если имеется система СОБ, то требуется точ­ ность поддержания соотношения компонентов 3—4%, при отсут­ ствии системы СОБ — 1,5—2%.

Для регуляторов, введенных в схему двигателя исключитель­ но из соображений повышения его надежности (например, ста­ билизатор соотношения компонентов в газогенераторе), требо­ вания по точности поддержания регулируемого параметра

Введение в схему двигателя системы регулирования порож­ дает новый вопрос — обеспечение устойчивой работы двигателя вместе с регуляторами. Как расчет (см. § 8.2), так и опыт до­ водки двигателей показывают, что в системе «двигатель — регу­ лятор» возможно возникновение колебаний.

Отклонение характеристик отдельных агрегатов приводит к разбросу не только основных статических характеристик двига­ теля, но и к разбросу его динамических характеристик, которые определяют устойчивость системы «двигатель — регулятор» (см. § 9.6). По тем же причинам имеют разброс статические и дина­ мические характеристики регулятора.

Вследствие разброса характеристик всех агрегатов в ряде случаев наблюдается невоспрѳизводимость колебательных ре­ жимов работы двигателя. Одни экземпляры двигателя работают устойчиво, в других же экземплярах, изготовленных по одина­ ковым чертежам, возникают колебания в системе «двигатель — регулятор».

Большая вероятность устойчивой работы системы «двига­ тель— регулятор» может быть достигнута выбором параметров регулятора с определенным запасом по устойчивости, чтобы слу­ чайные отклонения характеристик отдельных агрегатов не при­

по регулируемому параметру, в котором система регулирования способна изменять режим работы двигателя. Определенный диапазон регулирования необходим, во-первых, для управления ракетой с помощью двигателя как исполнительного органа, вовторых, для компенсации системой регулирования отклонений параметров двигателя, связанных с влиянием внешних и внут­ ренних факторов. Диапазон регулирования должен быть доста­ точно широким, чтобы обеспечить одновременное выполнение обеих задач при любых возможных случайных сочетаниях от­ клонении параметров ракеты, двигателя и внешней среды.

Двигатель как исполнительный орган системы управления ракетой должен обладать достаточной эффективностью, т. с. иметь необходимый уровень ответной реакции на управляющее воздействие системы. Величину, характеризующую эффектив­ ность двигателя как исполнительного органа, выбирают при разработке системы управления; обычно ее представляют в ви­ де коэффициента усиления двигателя, т. е. как отношение от­ клонения регулируемого параметра к величине управляющего воздействия.

В системе наведения (РКС) или системе угловой стабилиза­ ции при использовании принципа управления путем рассогласо­ вания тяги отдельных двигателей (см. § 1.2) регулируемым па­ раметром является давление в камере сгорания. Эффективность двигателя как исполнительного органа по этим каналам систе­ мы управления определяется коэффициентом усиления по дав­ лению в камере сгорания kK:

Па/ ГРад’

8<Рркс

где Ьрк — отклонение давления в камере сгорания; 'Рр к с — угол поворота привода РКС. Аналогичная характеристика для системы СОБ

где 8£j — отклонение массового соотношения компонентов; 8срСОБ — угол поворота привода системы СОБ.

34

В некоторых случаях к двигателю как исполнительному ор­ гану системы управления ракетой предъявляются дополнитель­ ные требования по его динамическим характеристикам (по ка­ честву переходного процесса), в частности, по времени перехода с одного режима на другой, или по его частотным характеристи­ кам — по полосе пропускания частот сигнала от системы управ­ ления, по допустимому фазовому сдвигу и т. д. Динамические характеристики двигателя существенно зависят от схемы и па­ раметров системы регулирования двигателя (см. § 8.3), и поэто­ му требования к динамике двигателя одновременно являются и требованиями к его системе регулирования. Изменение схемы или параметров регуляторов (постоянных времени, статизма) позволяет в определенных пределах изменять динамические ха­ рактеристики двигателя.

Если в схеме двигателя имеется несколько регуляторов, под­ держивающих разные параметры (например, давление в камере сгорания р1(, соотношение компонентов в двигателе k\ и соотно­ шение компонентов в газогенераторе k^), то неизбежно их вза­ имное влияние. Для каждого из регуляторов работа других ре­ гулирующих органов является дополнительным возмущающим фактором, приводящим к отклонению регулируемого параметра. Поэтому при выборе схемы регулирования желательно стре­ миться к схеме с минимальным взаимным влиянием одного ре­ гулятора на другой.

Как уже отмечалось, введение в схему двигателя системы регулирования приводит к усложнению и утяжелению двигате­ ля. Хотя при разработке системы регулирования всегда стре­ мятся сократить вес (массу) агрегатов, утяжеление двигателя при этом неизбежно.

При оценке утяжеления двигателя необходимо учитывать не только вес самих агрегатов системы регулирования, но и вес дополнительных, связанных только с этой системой элементов обвязки двигателя: импульсных трубок, дополнительных участ­ ков основных трубопроводов, деталей крепежа и т. д. Одновре­ менно ко всему этому следует прибавить приращение веса дру­ гих агрегатов двигателя — насосов, турбины и т. д. Вес этих агрегатов увеличится из-за необходимости увеличения давления подачи компонентов на величину падения давления в агрегатах системы регулирования.

Кроме того, в двигателях без дожигания генераторного газа после турбины по той же причине * увеличиваются потери удельного импульса тяги, связанные с выбросом генераторного газа, которые также необходимо учесть:

Вопрос о целесообразности введения дополнительного регу­ лятора можно решить только после рассмотрения всего комплекI_________

* Т. е. из-за увеличения потребной мощности турбины в связи с ростом

потребного напора, развиваемого насосами.

са вопросов, связанных с внутридвигательной системой регули­ рования. Наиболее просто решается вопрос, если система регу­ лирования предназначена для улучшения основных характери­ стик ракеты.

Например, для оценки целесообразности введения в схему двигателя системы регулирования соотношения компонентов необходимо оценить возможный выигрыш в дальности полета ракеты [48]. При наличии в схеме двигателя регулятора соотно­ шения компонентов (если нет ракетной системы СОБ) умень­ шается потребный гарантийный запас топлива в баках ракеты, увеличивается эффективный удельный импульс тяги двигателя благодаря более точному выдерживанию соотношения компо­ нентов вблизи оптимального его значения. Одновременно увели­ чивается вес двигателя, а для Ж РД без дожигания — увеличи­ ваются потери удельного импульса тяги, связанные с выбросом генераторного газа.

Для оценки эффективности введения регулятора соотноше­ ния компонентов можно воспользоваться линеаризованной связью между всеми изменяющимися параметрами [48]:

кеты по конечному весу *, весу топлива и удельному импульсу тяги двигателя.

Использование упрощенной линеаризованной зависимости (1.4) вполне оправдано, так как все отклонения (вариации) па­ раметров 6GC.P, бGrap, бРуд— величины относительно небольшие (несколько процентов).

Уменьшение гарантийного запаса топлива 6Grap зависит от точности работы системы регулирования соотношения компо­ нентов k\. Этот выигрыш растет с увеличением точности поддер­ жания k\. Естественно, что гарантийные запасы (хотя и мень­ шие) остаются и при идеальной системе регулирования k\, так как с ошибкой в величине ki связана только одна из составляю­ щих гарантийного запаса топлива [48].

* Конечный вес — вес ракеты ® момент -выключения двигателей. В ко­ нечный вес входят гарантийные остатки топлива в баках.

36