Двигательные установки и системы управления

Ракетная двигательная установка — совокупность ракетного двигателя и обслуживающих систем. Включает собственно ракетный двигатель, системы хранения и подачи компонентов топлива, системы регулирования величины и направления тяги.

Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Сила тяги в ракетном двигателе возникает в результате преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. В зависимости от вида энергии, преобразующейся в кинетическую энергию реактивной струи, различают химические ракетные двигатели, ядерные ракетные двигатели и электрические ракетные двигатели. Характеристикой эффективности ракетного двигателя является удельный импульс (в двигателестроении применяют несколько другую характеристику — удельная тяга) — отношение количества движения, получаемого ракетным двигателем, к массовому расходу рабочего тела. Удельный импульс имеет размерность м/c, то есть размерность скорости. Для ракетного двигателя, работающего на расчетном режиме (при равенстве давления окружающей среды и давления газов на срезе сопла), удельный импульс численно равен скорости истечения рабочего тела из сопла.

Наиболее распространены химические ракетные двигатели, в которых, в результате экзотермической химической реакции горючего и окислителя (вместе именуемые топливом), продукты сгорания нагреваются в камере сгорания до высоких температур, расширяясь, разгоняются в сверхзвуковом сопле и истекают из двигателя. Топливо химического ракетного двигателя является источником как тепловой энергии, так и газообразного рабочего тела, при расширении которого его внутренняя энергия преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи.

В твердотопливном двигателе (РДТТ) горючее и окислитель хранятся в форме смеси твёрдых веществ, а топливная ёмкость одновременно выполняет функции камеры сгорания. Твердотопливный двигатель и ракета, оборудованная им, конструктивно устроены гораздо проще всех других типов ракетных двигателей и соответствующих ракет, а потому они надёжны, дёшевы в производстве, не требуют больших трудозатрат при хранении и транспортировке, время подготовки их к пуску минимально. Поэтому в настоящее время они вытесняют другие типы ракетных двигателей из области военного применения. Вместе с тем, твёрдое топливо энергетически менее эффективно, чем жидкое. Удельный импульс твердотопливных двигателей составляет 2000 – 3000 м/с. Тяга – свыше 1300тс (ускоритель Спейс Шаттла).

В жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) горючее и окислитель пребывают в жидком агрегатном состоянии. Они подаются в камеру сгорания с помощью турбонасосной или вытеснительной систем подач. Жидкостные ракетные двигатели допускают регулирование тяги в широких пределах, и многократное включение и выключение, что особенно важно при маневрировании в космическом пространстве. Удельный импульс ЖРД достигает 4500 м/c. Тяга – свыше 800 тс (РД-170). По совокупности этих свойств ЖРД предпочтительны в качестве маршевых двигателей ракет-носителей космических аппаратов, и маневровых двигателей КА.

В качестве пары горючее + окислитель могут использоваться различные компоненты. В современных криогенных двигателях используется пара жидкий кислород + жидкий водород (наиболее эффективные компоненты для ЖРД). Другой группой компонентов являются компоненты, самовоспламеняющиеся при контакте друг с другом. Например, азотный тетраоксид + несимметричный диметилгидразин. Довольно часто применяется топливная пара жидкий кислород + керосин. Существенно соотношение компонентов: на 1 часть горючего может подаваться от 1 части окислителя (топливная пара кислород + гидразин) до 5 и даже 19 частей окислителя (топливные пары азотная кислота + керосин и фтор + водород соответственно).

Обладая сравнительно невысоким удельным импульсом (по сравнению с электрическими ракетными двигателями), химические ракетные двигатели позволяют развивать большую тягу, что особенно важно при создании средств выведения полезной нагрузки на орбиту или для осуществления межпланетных полётов в относительно короткие сроки.

На конец 1-го десятилетия XXI в. все, без исключения, ракетные двигатели, применяемые в ракетах военного назначения, и все, без исключения, двигатели ракет-носителей космических аппаратов – химические. На текущий момент, практически достигнуты пределы энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса.

Для ряда случаев выгодно применять гибридные ракетные двигатели, в котором один компонент ракетного топлива хранится в твёрдом состоянии, а другой (как правило – окислитель) – в жидком. Такие двигатели обладают меньшей стоимостью, чем жидкостные, более надёжны. В отличие от твёрдотопливных двигателей они допускают многократное включение. При длительном хранении заряда его характеристики ухудшаются незначительно.

Система управления ракеты — система управления (СУ), неотъемлемая часть ракеты, наряду с двигателем, баками компонентов и несущей конструкцией. Ракета не может выполнять своих функций без системы управления.

В процессе полета ракеты система управления решает три основных задачи:

Наведение на цель (навигация) — обеспечение полёта ракеты по заданной траектории. Подсистема (автомат) наведения должна учитывать реальное и программное положение ракеты и корректировать с помощью двигателей и рулей отклонения ракеты от указанного курса, возникающие вследствие возмущений (ветровых, разброса параметров двигателей и т. п.). В качестве основного источника положения ракеты (координат и вектора скорости) обычно используются гиростабилизированная платформа или бесплатформенная инерциальная навигационная система. В дополнение к ним, для компенсации ошибок используется спутниковая система навигации и астровизирование. Качество реализации автомата наведения непосредственно влияет на точность выведения полезной нагрузки в заданную точку.

Стабилизация полета – учёт внешних (ветер и т. п.) и внутренних (резонансные явления и т. п.) возмущений и компенсация их с учетом предельно допустимых значений для данной ракеты. Подсистема (автомат) стабилизации обеспечивает устойчивый полет ракеты, целостность ее конструкции. Качество реализации автомата стабилизации непосредственно влияет на предельные габариты полезной нагрузки, а также на возможности оптимизации конструкции ракеты с целью снижения ее массы.

Управление расходом топлива – обеспечение максимально эффективного расхода топлива и полного выгорания компонентов (горючего и окислителя). При использовании ракеты пакетной схемы (одновременная работа нескольких ракетных блоков, обычно центрального и нескольких боковых) система управления расходом топлива (СУРТ) также обеспечивает полное выгорание компонентов во всех блоках ракеты одновременно к моменту разделения. Эффективно работающая СУРТ обеспечивает повышение полезной нагрузки, вследствие снижения требований к гарантийным запасам топлива, вместо которых берётся полезный груз. Работа СУРТ вызывает возмущения в работе автомата наведения и автомата стабилизации.

Все вышеуказанные подсистемы в настоящее время обычно являются программными подсистемами, не имеющими физического (приборного) воплощения, за исключением датчиков (например, датчиков уровня топлива в баках, датчиков давления, температуры и др.).

В процессе предполетной подготовки система управления также обеспечивает автоматизацию проверок узлов ракеты и пусковых операций.

Состав системы управления. Система управления ракеты обычно состоит из:

• бортовой аппаратуры системы управления — обеспечение проверок ракеты на всех стадиях (завод изготовитель, монтажно-испытательный комплекс и стартовый комплекс), пуска и полета ракеты

• наземной аппаратуры системы управления — обеспечение проверок ракеты на стартовом комплексе и пуска.

• контрольно испытательной аппаратуры системы управления — обеспечение проверок ракеты на заводе изготовителе и в монтажно-испытательном (техническом) комплексе.

Типы систем управления. Различают три типа систем управления ракетой:

• система самонаведения;

• система телеуправления;

• автономная система управления.

Система самонаведения работает на принципе улавливания излучения цели (электромагнитного, теплового и т. д.), либо отраженного от цели. Система самонаведения обеспечивает обнаружение излучения цели и формирует управляющие сигналы, подаваемые в автопилот, либо непосредственно на приводы рулей. Существуют пассивные, активные и полуактивные системы самонаведения. Частным случаем системы самонаведения является головка самонаведения (ГСН).

Системы телеуправления ракет можно разделить на: системы наведения по лучу радиолокатора и радиокомандные системы.

В таких системах управление ракетой осуществляется по передаваемым с борта носителя радиокомандам. Отличие системы наведения по лучу состоит в том, что с борта носителя в аппаратуру ракеты подаются не команды, а узкий радиолуч, указывающий летательному аппарату направление движения.

В автономных системах наведения все средства управления расположены на самой ракете, поэтому в течение всего полета ракета не связана ни с носителем, ни с целью.