Способ настройки и регулирования параметров жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для регулирования тяги и соотношения компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя. Проверочное испытание проводят не менее чем на трех режимах с разными значениями уровня тяги. На каждом режиме сначала устанавливают регулирующие устройства в положения, определяемые расчетным путем по математической модели двигателя, а затем поочередно перестраивают их в заранее выбранные положения и измеряют массовые секундные расходы компонентов топлива. Определяют коэффициенты передачи регулирующих устройств и их корректирующих воздействий, после чего настраивают двигатель на заданное значение уровня тяги и на одно и то же для всех режимов значение коэффициента К_M соотношения компонентов. Определяют их значение для каждого из режимов и устанавливают из зависимости от уровня тяги в виде полиномов, аппроксимирующие коэффициенты которых считают температурными константами, постоянными для двигателей данного типа. Регулирование параметров двигателя при штатной эксплуатации осуществляют путем одновременной перестройки регулирующих устройств в положения, вычисляемые по уравнениям их полиномиальных зависимостей от уровня тяги с учетом поправок на отклонение текущего значения коэффициента К_M от номинального значения, причем постоянными коэффициентами этих зависимостей являются индивидуальные константы двигателя, а текущие значения уровня тяги и коэффициента К_M, входящие в эти полиномиальные зависимости, корректируют на величину температурных поправок. Изобретение обеспечивает высокую степень регулирования тяги и соотношения компонентов при работе двигателя в широком диапазоне изменения режима с учетом фактических значений температур компонентов топлива. 4 ил., 1 табл.

 

Область техники

Предлагаемое изобретение предназначено для использования в ракетно-космической технике для регулирования тяги и соотношения компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя.

Предшествующий уровень техники

Известен способ регулирования жидкостного ракетного двигателя по патенту РФ №2085755, МКИ F 02 K 9/26, 1997 г., предусматривающий измерение расходов окислителя и горючего, которые выполняют на одном огневом испытании двигателя, при этом между первыми двумя измерениями перестраивают один из его регулирующих органов на заранее выбранный угол, а между вторым и третьим измерениями - его другой регулирующий орган также на заранее выбранный угол, и по результатам измерений вычисляют коэффициенты, характеризующие изменение массовых секундных расходов компонентов топлива от поворота каждого из регулирующих органов на единичный угол, а на последующих запусках двигателя регулируют его тягу и соотношение компонентов топлива путем поднастройки его регулирующих органов на углы, величины которых определяют по следующим уравнениям:

где Δβ_i, Δα_i - углы коррекции регулятора тяги и дросселя соотношения компонентов топлива соответственно;

- сигналы рассогласования;

a_Оβ, a_Гβ - коэффициенты, характеризующие изменение расхода окислителя и горючего от поворота на единичный угол регулятора тяги;

а_Оα, a_Гα - коэффициенты, характеризующие изменение этих же параметров от поворота на единичный угол дросселя соотношения компонентов топлива.

Этот способ принят за прототип, поскольку он является наиболее совершенным из известных и не требует непосредственного измерения давления в камере сгорания двигателя при регулировании его тяги. Однако к его недостатку следует отнести два обстоятельства: во-первых, он предусматривает настройку двигателя на одном каком-либо режиме его работы по уровню тяги и соотношению компонентов топлива. Если при работе двигателя в составе ракетоносителя его тяга изменяется в широком диапазоне, например, при его плавном дросселировании (до 50...40% от номинального значения), осуществляемом перед выключением двигателя, то известный способ не обеспечивает необходимой точности регулирования, так как значения коэффициентов а_Оβ, а_Гβ зависят от уровня тяги. Во-вторых, этот способ не учитывает фактические температуры компонентов топлива, заправленного в баки ракетоносителя, что также приводит к снижению точности регулирования.

Сущность изобретения

Задача, поставленная перед авторами данного изобретения, заключалась в повышении точности регулирования тяги и соотношения компонентов при работе двигателя в широком диапазоне изменения режима, в том числе за счет создания таких средств, которые позволили бы в полетном алгоритме регулирования учитывать фактические значения температур компонентов топлива, поступающих в двигатель.

Поставленная цель достигается тем, что в способе настройки и регулирования параметров жидкостного ракетного двигателя, заключающемся в том, что после вывода двигателя на предполагаемый режим при проведении его проверочного испытания осуществляют первое измерение массовых секундных расходов окислителя и горючего, а затем поочередно перестраивают регулирующие устройства в заранее выбранные положения и возвращают их в исходное состояние и после каждой перестройки вновь измеряют эти параметры, а затем вычисляют коэффициенты передачи регулирующих устройств, характеризующие изменение регулируемых параметров двигателя от перестройки каждого из них на величину, принятую за единицу рабочего диапазона, используя которые определяют значения корректирующих воздействий регулирующих устройств для настройки двигателя на заданный режим работы по соотношениям, полученным из уравнений суммарного приращения каждого из регулируемых параметров при одновременном воздействии на них регулирующих устройств, проверочное испытание двигателя проводят не менее чем на трех режимах с разными значениями первого регулируемого параметра, которым является его относительный уровень тяги, и на каждом режиме сначала устанавливают регулирующие устройства в положения, определяемые расчетным путем по математической модели двигателя с использованием модельных характеристик его агрегатов, а затем выполняют вышеуказанные процедуры измерения массовых расходов компонентов топлива, перестройки регулирующих устройств в заранее выбранные положения, вычисления их коэффициентов передачи и корректирующих воздействий, после чего настраивают двигатель на заданное значение уровня тяги и на одно и то же для всех режимов значение другого регулируемого параметра, принятое за номинальное, которым является соотношение компонентов топлива, и фиксируют значения скорректированных положений регулирующих устройств, а также коэффициентов, учитывающих влияние на них значений коэффициента соотношения компонентов для конкретного режима работы двигателя, а после проведения проверочного испытания устанавливают зависимости положений регулирующих устройств и этих коэффициентов от значений уровня тяги в виде полиномов, постоянные коэффициенты которых считают индивидуальными константами настройки данного двигателя и определяют их по дискретным значениям скорректированных положений регулирующих устройств и соответственно коэффициентов, учитывающих влияние на них коэффициента соотношения компонентов, причем кроме проверочного проводят еще два испытания данного двигателя с разными значениями температур компонентов топлива, на которых реализуют не менее трех одинаковых режимов его работы, устанавливая регулирующие устройства в положения, полученные после их корректировки на идентичных режимах проверочного испытания, и на каждом режиме обоих дополнительных испытаний измеряют массовые секундные расходы окислителя и горючего, вычисляют по этим данным значения уровня тяги и коэффициента соотношения компонентов, а после проведения испытаний - отклонения этих параметров от тех значений, на которые двигатель был настроен на соответствующих режимах проверочного испытания, и учитывая, что каждое из этих отклонений вызвано изменением только лишь параметров окислителя и горючего и эквивалентно разности их температур по отношению к проверочному испытанию с учетом температурных коэффициентов, характеризующих изменение уровня тяги и коэффициента соотношения компонентов от перепада на один градус температур как окислителя, так и горючего, составляют системы уравнений, учитывающих отклонения одноименных регулируемых параметров на каждом из режимов работы двигателя, решая которые относительно температурных коэффициентов, определяют значения последних для каждого из режимов работы двигателя и устанавливают их зависимости от уровня тяги в виде полиномов, аппроксимирующие коэффициенты которых считают температурными константами, постоянными для всех двигателей данного типа, а при работе двигателя в штатных условиях требуемые значения его параметров получают путем перестройки его регулирующих устройств в положения, которые определяют по их полиномиальным зависимостям от уровня тяги с учетом поправок, вводимых при отклонении текущего значения коэффициента соотношения компонентов от номинального значения и эквивалентных произведению величины этого отклонения на коэффициенты, учитывающие соответственно влияние коэффициента соотношения компонентов топлива на положения регулирующих устройств, также выраженных в виде их полиномиальных зависимостей от уровня тяги, причем в качестве постоянных коэффициентов этих полиномов используют соответствующие индивидуальные константы настройки данного двигателя, полученные по результатам его проверочного испытания, а текущие значения уровня тяги и коэффициента соотношения компонентов, входящие в эти полиномиальные зависимости, корректируют на величину температурных поправок, каждую из которых определяют как сумму отклонений температур окислителя и горючего, поступающих в двигатель, от тех значений, которые они имели на проверочном испытании, умноженные каждая на соответствующие температурные коэффициенты, выраженные их полиномиальными зависимостями от уровня тяги.

Перечень фигур

На фиг.1 приведена функциональная схема жидкостного ракетного двигателя с основными элементами испытательного стенда, на фиг.2, 3, 4 показаны графики изменения уровня тяги, коэффициента соотношения компонентов топлива и положений регулирующих устройств двигателя в процессе его стендовых испытаний и при работе в составе ракетоносителя.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения.

Двигатель 1, выполненный по закрытой схеме, имеет следующие основные агрегаты (фигура 1): камеру 2 сгорания, турбину 3, насос 4 и клапан 5 окислителя, газогенератор 6, регулятор 7 расхода горючего в газогенератор с приводом 8 (регулятор тяги), насосы I-й (9) и II-й (10) ступеней горючего, клапан 11 горючего и дроссель 12 горючего с приводом 13. Из стендовых элементов на фигуре 1 показаны топливные емкости 14 и 15, датчики температуры 16, 17 окислителя и горючего соответственно, турбинные преобразователи расхода (расходомеры) 18 и 19, смонтированные в стендовых питающих магистралях, и устройство 20 управления, включающее вычислитель 21, блоки 22, 23 измерения температуры и расходов компонентов топлива соответственно, блок 24 памяти, формирователь 25 управляющих команд и регистратор 26.

Для управления регулятором 7 и дросселем 12 используются, например, цифровые гидравлические приводы 8 и 13, у которых управляющие команды представляют собой 7-разрядный параллельный двоичный код, однозначно определяющий положение выходного вала привода. В этом случае формирователь 25 преобразует логические сигналы «0» и «1» каждого из разрядов в рабочие напряжения ±27 В, транслируемые на управляющие обмотки приводов.

Сущность предлагаемого способа настройки двигателя 1 состоит в следующем.

Влияние температур компонентов топлива, поступающих в двигатель, на уровень тяги и на значение коэффициента соотношения компонентов сказывается одинаковым образом для всех двигателей данной конструкции. Поэтому для установления зависимости этого влияния достаточно провести три испытания на любом доводочном двигателе с разными значениями температур компонентов топлива.

Первое испытание является проверочным (настроечным). Оно проводится по типовой программе, предусматривающей, например, пять режимов работы двигателя на разных уровнях тяги (фиг.2) при номинальном значении коэффициента соотношения компонентов, причем начальные углы β₁, α₁; β₅, α₅, ... β₁₇, α₁₇ регулятора 7 и дросселя 12 для каждого из этих режимов определяют расчетным путем по математической модели двигателя с использованием модельных характеристик его агрегатов.

После вывода двигателя на первый расчетный режим, например, близкий к номинальному по уровню тяги (R_ном=1), и стабилизации его параметров проводят 1-е измерение объемных расходов компонентов топлива, используя для этого показания расходомеров 18 и 19. Объемные расходы пересчитываются в массовые секундные расходы окислителя и горючего с учетом их фактических температур, измеряемых датчиками 16 и 17.

Затем определяют коэффициент соотношения компонентов на этом (первом) режиме, их суммарный расход и фактический уровень тяги R₁, на который выведен двигатель:

где - номинальный суммарный расход компонентов топлива на 100%-ном режиме тяги.

Вычисленные значения и R₁ записывают в память блока 24 для их использования в последующих расчетах.

По окончанию последней операции (момент времени τ₁) регулятор 7 тяги перестраивают в сторону дросселирования на угол β₂, равный разности угла β₁ и заранее выбранной уставки Δβ_зад на изменение уровня тяги, то есть

После стабилизации параметров двигателя на новом режиме (момент времени τ₂) проводят 2-е измерение массовых расходов окислителя и горючего (обозначены индексами в вышеуказанной последовательности и вычисляют коэффициент соотношения компонентов и уровень тяги R₂:

Полученные данные используют для вычисления коэффициентов а₁, b₁ передачи регулятора 7 тяги, учитывающих его влияние на изменение уровня тяги и коэффициента соотношения компонентов топлива для режима работы двигателя, близкого к 1-му настроечному:

Значения вычисленных коэффициентов а₁, b₁ считывают в блок памяти 24, после чего регулятор тяги возвращают на расчетный угол β₁(β₃=β₁), а дроссель 12, посредством которого регулируют соотношение компонентов в камере сгорания, устанавливают на угол α₂=α₁+Δα_зад, причем величину угла Δα_зад перестройки дросселя выбирают заранее. После стабилизации параметров двигателя (момент времени τ₃) производят 3-е измерение массовых расходов компонентов топлива с последующим вычислением коэффициента K_M3, и уровня тяги R₃:

Четвертое измерение массовых расходов окислителя и горючего () проводят после перестройки дросселя 12 на угол α₃=α₂-2Δα_зад (момент времени τ₄). Коэффициент соотношения компонентов и относительный уровень тяги R₄ определяют аналогично описанному выше. После этого вычисляют вторую пару коэффициентов передачи с₁, d₁, характеризующих изменение уровня тяги и коэффициента соотношения компонентов от перестройки дросселя 12 на единичный угол:

Полученные коэффициенты передачи используют для поднастройки двигателя на 1-й заданный режим. Причем углы коррекции Δβ₁, Δα₁ регулирующих устройств вычисляют по соотношениям, которые выведены из уравнений суммарного приращения коэффициента К_М и уровня тяги R, а именно: перестройка любого из регулирующих устройств двигателя вызывает изменение как уровня тяги, так и коэффициента соотношения компонентов топлива. Данное условие может быть записано следующими двумя уравнениями (при одновременной коррекции регулятора тяги и дросселя горючего):

где ΔR и ΔК_M - суммарные изменения уровня тяги и коэффициента соотношения компонентов от перестройки регулятора тяги и дросселя горючего на углы Δβ и Δα соответственно.

Решая эту систему уравнений относительно углов Δβ и Δα, получают:

Если обозначить a₁d₁-b₁c₁=q₁, то соотношения [8] и [9] можно записывать следующим образом:

Новые углы, на которые устанавливают регулятор тяги и дроссель горючего по окончанию вышеуказанных вычислений для обеспечения R=1,0 при К_M=, будут равны:

После перестройки регулирующих устройств двигателя на углы β₄, α₄ вновь измеряют массовые секундные расходы окислителя и горючего, их температуры t_O1, t_Г1 и вычисляют значения уровня тяги R₁₁ и коэффициента , фактически полученные в результате коррекции 1-го заданного режима его работы.

Значения углов β₄, α₄, уровня тяги R₁₁, коэффициента K_M11, температур t_O1, t_Г1, а также коэффициентов фиксируют в регистраторе 26.

В момент времени τ₅ двигатель переводят на режим с уровнем тяги, близким, например, 83% от R_ном, устанавливая регулятор 7 на расчетный угол β₅. На этом режиме производят пять измерений массовых расходов компонентов топлива соответственно в моменты времени τ₆, τ₇, ..., τ₁₀, то есть на каждом из вспомогательных режимов, определяемых настройкой регулирующих устройств на углы β₆, β₇, α₆, α₇,где β₆=β₅-Δβ_зад, β₇=β₆+2Δβ_зад, α₆=α₅+Δα_зад и α₇=α₆-2Δα_зад.

По результатам измерений вычисляют коэффициенты передачи и углы β₈, α₈ точной настройки двигателя на уровень тяги R=0,83 при К_М=:

Из этого массива данных для последующих вычислений в регистратор 26 записывают значения углов β₈, α₈, коэффициентов , учитывающих влияние параметра К_М на положения регулятора 7 и дросселя 12 горючего при R=0,83 R_ном, а также фактические значения уровня тяги R и коэффициента К_М, полученные в результате корректировки данного режима работы двигателя.

Аналогичные процедуры измерения массовых секундных расходов компонентов топлива, вычисления коэффициентов передачи, затем углов точной настройки регулирующих устройств, их поднастройку и определение после этого фактических значений уровня тяги и коэффициента K_М проводят на трех остальных режимах работы двигателя, то есть после его плавного дросселирования в интервале времени τ₁₁...τ₁₂ на уровень тяги, равный, например 0,5R_ном, a затем после двух других программных перестроек регулятора тяги и дросселя горючего в моменты времени τ₁₇ и τ₂₃ на режимы работы двигателя с уровнями тяги, равными, например, 0,75 и 0,63R_ном соответственно.

По результатам каждого проверочного испытания определяют индивидуальные константы настройки этого двигателя, используя следующие данные, зафиксированные в регистраторе 26:

1. Пять значений углов β₄, β₈, β₁₂, β₁₆ и β₂₀ регулятора тяги, соответствующих точной настройке двигателя на уровни тяги R₄=1.0; R₈=0.83; R₁₂=0.5 и так далее при Зависимость β=f(R) представляют в виде полинома n-й степени:

постоянные коэффициенты которого определяют, например, по соотношениям, известным из метода наименьших квадратов, используя значения углов β₄, β₈, ..., β₂₀ (Е.С.Вентцель «Теория вероятностей». Государственное издание физико-математической литературы. М., 1962 г., Глава 14).

2. Пять значений углов α₄, α₈, α₁₂, α₁₆ и α₂₀ настройки дросселя горючего для поддержания номинального соотношения компонентов топлива на вышеуказанных режимах работы двигателя. Зависимость α=f(R) также записывают в виде полинома n-й степени:

а его постоянные коэффициенты В₀, В₁, В₂, ..., В_n определяют, используя значения углов α₄, α₈ ... α₂₀ также по методу наименьших квадратов.

3. По пять значений коэффициентов учитывающих влияние второго настроечного параметра на положения регулирующих устройств для конкретного режима работы двигателя. Зависимости этих коэффициентов от уровня тяги также записывают в виде полиномов n-й степени:

а их постоянные коэффициенты также определяют по методу наименьших квадратов, используя значения и

Второе испытание двигателя проводят на компонентах топлива, отличающихся по температуре от тех значений, которые они имели на проверочном испытании. Программой испытания предусматривают, например, три режима работы двигателя, каждый из которых определяется положением регулятора 7 и дросселя 12 горючего, идентичными полученным на 1-м испытании после их коррекции, например, на уровнях тяги, равных 1,0; 0,75 и 0,5R_ном (фиг.3).

На каждом режиме проводят измерение объемных расходов компонентов топлива, пересчитывают их в массовые секундные расходы окислителя и горючего с учетом их фактических температур, измеряемых датчиками 16, 17 и обозначенных индексами t_О2, t_Г2 соответственно, и определяют уровень тяги и коэффициент К_М по соотношениям [1]. Результаты этих вычислений и измерения температур сведены в таблицу 1. Здесь же указаны аналогичные параметры, относящиеся к проверочному испытанию.

За счет разности температур и соответственно плотностей компонентов топлива фактические значения уровней тяги R₂₁, R₂₂, R₂₃ и коэффициентов , отличаются от полученных на проверочном испытании. Отклонения этих параметров для каждого из 3-х режимов работы двигателя можно записать следующим образом:

Отклонения уровня тяги и коэффициента К_M на каждом из режимов являются результатом суммарного влияния на них разно-температурных компонентов топлива. Это условие можно записать в виде следующих уравнений:

для 1-го режима

для 2-го режима

для 3-го режима

где p₁, p₂, p₃ и m₁, m₂, m₃ - температурные коэффициенты, учитывающие изменение уровня тяги на 1-м, 2-м и 3-м режимах работы двигателя от изменения на один градус температур окислителя и горючего соответствено;

s₁, s₂, s₃ и n₁, n₂, n₃ - аналогично для параметра К_M;

Третье испытание двигателя проводят по той же программе, что и второе, но с другими значениями температур компонентов топлива (обозначены индексами t_O3, t_Г3) и отличными от тех, которые имели место на проверочном испытании. На каждом из трех режимов вновь определяют массовые секундные расходы компонентов топлива, уровень тяги и коэффициент K_М. Результаты вычисления этих параметров и измерения температур также сведены в таблицу 1. По этим данным определяют отклонения параметров R и К_М от тех значений, на которые настраивался двигатель на первом испытании, а затем записывают их в виде уравнений, аналогичных [21], [22], [23]:

для 1-го режима:

для 2-го режима:

для 3-го режима:

где

В приведенных выше уравнениях [21]...[26] неизвестными являются температурные коэффициенты р, m, s, n для всех трех режимов работы двигателя. Для определения их значений используют следующую методику.

Уравнения [21] и [24], относящиеся к изменению уровня тяги и коэффициента соотношения компонентов топлива на 1-м режиме работы двигателя записывают раздельно для R и К_M:

Решая систему уравнений [27] относительно коэффициентов p₁, m₁ получаем:

аналогично для р₁:

Коэффициенты s₁, n₁ получают решением системы уравнений [28]:

Уравнения [22] и [25], являющиеся базовыми для вычисления температурных коэффициентов p₂, m₂, s₂, n₂, можно записать следующим образом (аналогично уравнениям [27] и [28]):

Решая эти системы уравнений относительно температурных коэффициентов, получают:

аналогично для 3-го режима работы двигателя:

По дискретным значениям каждого из температурных коэффициентов (m₁, m₂, m₃; p₁, p₂, p₃ и т.д.) определяют их полиномиальные зависимости от уровня тяги двигателя:

Е_i, V_i, G_i, Н_i - коэффициенты аппроксимации, принимаемые постоянными для данного типа двигателей. Определяются по известным соотношениям, например, из метода наименьших квадратов, используя дискретные значения соответствующих температурных коэффициентов.

Тогда уравнения температурных поправок принимают вид, например, аналогично уравнению [21]:

Регулирование двигателей при их работе в составе ракетоносителей осуществляют следующим образом.

Каждый двигатель после его сборки проходит проверочное испытание по типовой программе, рассмотренной выше (фиг.2). По результатам этого испытания вычисляют его индивидуальные настроечные константы А_n, В_n, С_n, D_n полиномов [16]...[19], которые являются базовыми для регулирования параметров двигателя при его последующих запусках. А именно: если коэффициент соотношения компонентов остается постоянной величиной и равной его номинальному значению , то есть тому значению, на которое настраивался двигатель, то для регулирования могут быть использованы полиномы [16] и [17]. С учетом температурных поправок они примут вид:

Но поскольку при работе двигателя в составе ракетоносителя K_M меняется с целью наиболее эффективного использования компонентов топлива, то в уравнение [39] необходимо ввести поправки, учитывающие фактические отклонения К_M от номинального значения. Тогда положения регулирующих устройств можно записать в виде следующих уравнений:

где R, K_M - текущие значения уровня тяги и коэффициента соотношения компонентов, задаваемые системой управления ракетоносителем;

ΔR_t, - коррекция уровня тяги и коэффициента К_M, вызванная отклонением температур компонентов топлива, поступающих в двигатель от тех значений, которые они имели на проверочном испытании данного двигателя:

- температуры окислителя и горючего на проверочном испытании двигателя;

t_О, t_Г - температуры окислителя и горючего при работе двигателя в составе ракетоносителя.

Сущность регулирования параметров двигателя в процессе его работы в составе ракетоносителя заключается в следующем.

До старта в блок памяти бортовой системы управления ракетоносителем записывают текущие значения уровня тяги и коэффициента соотношения компонентов в функции времени, которые должен отрабатывать двигатель в полете, значения индивидуальных констант A_n, B_n, C_n, D_n данного двигателя, температурных констант E_i, V_i, О_i, H_i, температур окислителя и горючего на которых проводилось проверочное испытание, таблицы перевода углов регулирующих устройств в кодовые управляющие команды, подаваемые на приводы, программы всех вычислительных операций и другие данные, необходимые для запуска двигателя. Значения температур t_О и t_Г компонентов топлива, вводимых в уравнения [42], [43], определяют либо их непосредственным измерением с помощью датчиков, устанавливаемых на входных магистралях двигателя, либо записывают в блок памяти системы управления их прогнозируемые значения, например, в функции времени, известные из статистики предыдущих запусков.

После запуска двигатель выводят на режим с уровнем стартовой тяги, равной, например, R₀ (фигура 4), при номинальном значении коэффициента К_М. Положения регулирующих устройств для обеспечения этого режима определяют по уравнениям [40], [41] для R=R₀ и К_М=, предварительно вычислив температурные поправки ΔR_t, по уравнениям [42], [43] для R=R₀. Полученные значения углов преобразуют в кодовые команды, подаваемые на приводы, под действием которых регулятор тяги и дроссель горючего занимают необходимые положения.

В момент времени τ₁ производят программное дросселирование двигателя до уровня тяги R₁. Значение угла β₁, на который перестраивают регулятор тяги, определяют по уравнениям [42], [43] и затем [41]. Одновременно корректируют положение дросселя горючего для поддержания номинального значения К_M. Угол α₁ вычисляют по уравнению [41] для R=R₁. В момент времени τ₂ двигатель программно переводят на режим с уровнем тяги, равным, например, R₂. Положения регулирующих устройств, которые они должны занять для обеспечения этого режима, вновь определяют по уравнениям [42], [43] и [40], [41] для R=R₂ и К_M=.

В момент времени τ₃ от бортовой системы контроля опорожнения баков в устройство управления поступает команда на изменение коэффициента соотношения компонентов, например, до значения, равного . Угол настройки дросселя горючего для этого режима вычисляется по уравнениям [42], [43] и [41]. Одновременно корректируют положение регулятора тяги в соответствии с уравнением [40] с тем, чтобы сохранить ее уровень на заданном значении R₂.

Возможно изменение программно заданного значения уровня тяги R₂ от системы контроля кажущейся скорости ракетоносителя (момент времени τ₄). При этом новые положения регулирующих устройств двигателя определяют по уравнениям [42], [43] и [40], [41] для R=R₃ и К_M=.

Аналогичным образом осуществляется регулирование параметров двигателя при его плавном дросселировании до уровня тяги R_кст (кст - конечная ступень) в интервале времени τ₅...τ₆. Дросселирование двигателя производят ступенчато с определенным временным шагом, равным, например, Δτ_j, для каждого из которых уровень тяги R_j рассчитывают по следующему соотношению:

где τ_j=(τ₅+Δτ_j); (τ₅+2Δτ_j); (τ₅+3Δτ_j); ... τ₆.

Положения регулирующих устройств двигателя в каждом такте определяют по базовым уравнениям [42], [43] и [40], [41].

Во всех вышеперечисленных расчетах температурных поправок ΔR_t, по уравнениям [42], [43] используют текущие значения температур окислителя и горючего, непосредственно измеряемые во время работы двигателя, либо прогнозируемые значения, задаваемые системой управления ракетоносителем.

Таким образом, предлагаемый способ предусматривает настройку жидкостного ракетного двигателя по тяге и соотношению компонентов в процессе их стендовых испытаний, позволяющую повысить точность регулирования двигателей, работающих в широком диапазоне по уровню тяги, за счет того, что в полетном алгоритме регулирования учитывают фактические температуры компонентов топлива и при любом изменении одного из его регулируемых параметров значение другого параметра остается неизменным и равным той величине, которую оно должно иметь в данный момент времени.

Промышленная применимость

Предлагаемый способ настройки и регулирования параметров жидкостного ракетного двигателя проработан на нашем предприятии во всех аспектах, прошел апробирование в процессе стендовых испытаний двигателей и показал хорошие результаты. В настоящее время идет подготовка к его использованию в полетном алгоритме регулирования жидкостного ракетного двигателя одного из ракетоносителей.

Предполагается, что по этому способу будут регулироваться двигатели всех последующих разработок нашего предприятия.

Таблица 1
	ПАРАМЕТРЫ	Режимы работы двигателя
1	2	3
Испытание 1 (проверочное)	Уровень тяги	R11=1.0	R12=0.75	R13=0.5
	КM
	Температуры
окислителя горючего
Испытание 2	Уровень тяги	R21	R22	R23
	КM
	Температуры
окислителя горючего
Испытание 3	Уровень тяги	R31	R32	R33
	KM
	Температуры
окислителя горючего

Способ настройки и регулирования параметров жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в том, что после вывода двигателя на предполагаемый режим при проведении его проверочного испытания осуществляют первое измерение массовых секундных расходов окислителя и горючего, а затем поочередно перестраивают регулирующие устройства в заранее выбранные положения и возвращают их в исходное состояние и после каждой перестройки вновь измеряют эти параметры, а затем вычисляют коэффициенты передачи регулирующих устройств, характеризующие изменение регулируемых параметров двигателя от перестройки каждого из них на величину, принятую за единицу рабочего диапазона, используя которые определяют значения корректирующих воздействий регулирующих устройств для настройки двигателя на заданный режим работы по соотношениям, полученным из уравнений суммарного приращения каждого из регулируемых параметров при одновременном воздействии на них регулирующих устройств, отличающийся тем, что проверочное испытание двигателя проводят не менее чем на трех режимах с разными значениями первого регулируемого параметра, которым является его относительный уровень тяги, и на каждом режиме сначала устанавливают регулирующие устройства в положения, определяемые расчетным путем по математической модели двигателя с использованием модельных характеристик его агрегатов, а затем выполняют вышеуказанные процедуры измерения массовых расходов компонентов топлива, перестройки регулирующих устройств в заранее выбранные положения, вычисления их коэффициентов передачи и корректирующих воздействий, после чего настраивают двигатель на заданное значение уровня тяги и на одно и то же для всех режимов значение другого регулируемого параметра, принятое за номинальное, которым является соотношение компонентов топлива, и фиксируют значения скорректированных положений регулирующих устройств, а также коэффициентов, учитывающих влияние на них значений коэффициента соотношения компонентов для конкретного режима работы двигателя, а после проведения проверочного испытания устанавливают зависимости положений регулирующих устройств и этих коэффициентов от значений уровня тяги в виде полиномов, постоянные коэффициенты которых являются индивидуальными константами настройки данного двигателя и определяют их по дискретным значениям скорректированных положений регулирующих устройств и соответственно коэффициентов, учитывающих влияние на них коэффициента соотношения компонентов, причем кроме проверочного проводят еще два испытания данного двигателя с разными значениями температур компонентов топлива, на которых реализуют не менее трех одинаковых режимов его работы, устанавливая регулирующие устройства в положения, полученные после их корректировки на идентичных режимах проверочного испытания, и на каждом режиме обоих дополнительных испытаний измеряют массовые секундные расходы окислителя и горючего, вычисляют по этим данным значения уровня тяги и коэффициента соотношения компонентов топлива, а после проведения испытаний - отклонения этих параметров от тех значений, на которые двигатель был настроен на соответствующих режимах проверочного испытания, и учитывая, что каждое из этих отклонений вызвано изменением только лишь параметров окислителя и горючего и эквивалентно разности их температур по отношению к проверочному испытанию с учетом температурных коэффициентов, характеризующих изменение регулируемых параметров от перепада на один градус температур как окислителя, так и горючего, составляют системы уравнений, учитывающих отклонения одноименных регулируемых параметров на каждом из режимов работы двигателя, решая которые относительно температурных коэффициентов, определяют их значения для каждого из режимов работы и устанавливают их зависимости от уровня тяги в виде полиномов, аппроксимирующие коэффициенты которых считают температурными константами, постоянными для всех двигателей данного типа, а при работе двигателя в штатных условиях требуемые значения его параметров получают путем перестройки его регулирующих устройств в положения, которые определяют по их полиномиальным зависимостям от уровня тяги с учетом поправок, вводимых при отклонении текущего значения коэффициента соотношения компонентов от номинального значения и эквивалентных произведению величины этого отклонения на коэффициенты, учитывающие соответственно влияние коэффициента соотношения компонентов топлива на положения регулирующих устройств, также выраженных в виде полиномов от уровня тяги, причем в качестве постоянных коэффициентов этих полиномов используют соответствующие индивидуальные константы данного двигателя, полученные по результатам его проверочного испытания, а текущие значения уровня тяги и коэффициента соотношения компонентов, входящие в эти полиномиальные зависимости, корректируют на величину температурных поправок, каждую из которых определяют как сумму отклонений температур окислителя и горючего, поступающих в двигатель, от тех значений, которые были на проверочном испытании, умноженные каждая на соответствующие температурные коэффициенты, выраженные их полиномиальными зависимостями от уровня тяги.