Система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки

Изобретение относится к области ракетной технике, а именно к системе управления расходом топлива. Система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки содержит датчики секундных расходов топлива: окислителя и горючего, связанные через усилительно-преобразовательное устройство с бортовой центральной вычислительной машиной, выполненной с возможностью подачи управляющего сигнала на блок управления приводами дросселей, и связанные с бортовой центральной вычислительной машиной волоконно-оптические уровнемеры. При этом волоконно-оптические уровнемеры содержат цилиндрическую трубу с расположенным в ней распределенным датчиком и сообщающуюся с контролируемым топливным баком, при этом распределенный датчик состоит из оптического волокна, оптического рефлектометра и воздействующего элемента - поплавка из магнитного материала, внутри которого установлены три ролика. Изобретение обеспечивает повышение точности определения уровня компонентов топлива в баках ракеты-носителя, что приводит к увеличению энергетических характеристик двигательной установки ракеты-носителя. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к системе управления расходом топлива.

Так, из уровня техники известна система подачи ракетного топлива в ракетный двигатель, включающая первый бак, второй бак, первую систему питания, соединенную с первым баком, и вторую систему питания, соединенную со вторым баком, датчики давления и температуры, в двух баках, передающие показания в контрольное устройство, которое управляет клапанами (патент РФ № 2641802, F02K9/44, F02K9/46, F02K9/50, F02K9/60, опубликованный 22.01.2018).

В качестве наиболее близкого аналога принята комбинированная система управления расходованием компонентов топлива, содержащая датчики секундных расходов компонентов топлива, установленные в магистралях подачи, вычислительное устройство, обрабатывающее сигналы с датчиков секундных расходов и формирующее команды на дроссель регулирования соотношения секундных расходов компонентов топлива, и упомянутый дроссель с блоком управления (патент РФ № 2492122, B64G 1/24, F02K 9/56, опубликованный 10.09.2013).

Недостатком известного решения является недостаточная точность определения уровня компонентов топлива в баках ракеты-носителя, особенно при выходе одного из средств измерения из строя, остатки незабора топлива, а также невозможность контроля заправки и расходования топлива в режиме реального времени.

Технической проблемой заявленного изобретения является создание системы комбинированного управления расходованием топлива на основе волоконно-оптических линий связи для ракетных двигательных установок с возможностью снижения уровня гарантийных запасов компонентов топлива, что приводит к увеличению массы полезного груза на заданной орбите; повышения точности определения уровня компонентов топлива в баках ракеты-носителя, что приводит к увеличению энергетических характеристик двигательной установки ракеты-носителя; обеспечивающей минимизацию остатков топлива до предельных значений в баках ракет; а также контроля заправки и расходования топлива в режиме реального времени.

Технический результат, достигаемый при реализации данного изобретения, заключается в повышении точности определения уровня компонентов топлива в баках ракеты-носителя, что приводит к увеличению энергетических характеристик двигательной установки ракеты-носителя.

Указанный технический результат достигается в системе комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки, содержащей датчики секундных расходов топлива: окислителя и горючего, связанные через усилительно-преобразовательное устройство с бортовой центральной вычислительной машиной, выполненной с возможностью подачи управляющего сигнала на блок управления приводами дросселей, и связанными с бортовой центральной вычислительной машиной волоконно-оптическими уровнемерами, которые содержат цилиндрическую трубу с расположенным в ней распределенным датчиком и сообщающуюся с контролируемым топливным баком, при этом распределенный датчик состоит из оптического волокна, оптического рефлектометра и воздействующего элемента - поплавка из магнитного материала, внутри которого установлены три ролика.

Благодаря заявленному изобретению обеспечивается повышение точности определения уровня компонентов топлива в баках ракеты-носителя, что приводит к увеличению энергетических характеристик двигательной установки ракеты-носителя.

Благодаря наличию датчиков секундных расходов топлива: окислителя и горючего, связанных через усилительно-преобразовательное устройство с бортовой центральной вычислительной машиной получают прямую информацию о расходе окислителя и горючего. На основе полученных данных с датчиков секундных расходов топлива: окислителя и горючего бортовая центральная вычислительная машина сравнивает параметры данных сигналов и выдает управляющий сигнал на блок управления приводами дросселей, который через приводы дросселей изменяет расходную характеристику жидкостного ракетного двигателя.

Благодаря наличию связанных с бортовой центральной вычислительной машиной волоконно-оптических уровнемеров, где каждый волоконно-оптический уровнемер содержит цилиндрическую трубу, сообщающуюся с контролируемым топливным баком, расположенный в цилиндрической трубе распределенный датчик, состоящий из оптического волокна, оптического рефлектометра и воздействующего элемента - поплавка из магнитного материала, внутри которого установлены три ролика, обеспечивается повышение точности определения уровня окислителя и горючего в топливных баках ракеты-носителя, поскольку к сигналу на оптическое волокно от механического воздействия роликов, установленных внутри поплавка, добавляется сигнал взаимодействии поплавка, корпус которого выполнен из магнитного материала, с оптоволокном, вследствие чего оптический рефлектометр определяет местоположение постоянного магнита (поплавка).

Таким образом, благодаря совместному использованию волоконно-оптического уровнемера в топливном баке с окислителем и топливном баке с горючим, а также датчиков секундных расходов топлива: окислителя и горючего, связанных с бортовой центральной вычислительной машиной, обеспечивается повышение точности определения уровня компонентов топлива (окислителя и горючего) в баках ракеты-носителя, что приводит к увеличению энергетических характеристик двигательной установки ракеты-носителя.

В частности, оптический рефлектометр состоит из импульсного полупроводникового лазера, приемника и разветвителя.

В частности, система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки может содержать датчики измерения температуры окислителя и горючего, которые позволяют применять ее для криогенных топлив.

Далее сущность изобретения поясняется следующими чертежами.

На фиг.1 показана блок-схема предлагаемой системы комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки с указанием подключения одного из волоконно-оптических уровнемеров.

На фиг.2 – конструктивное выполнение волоконно-оптического уровнемера.

Согласно фигуре 1 система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки содержит установленные в магистралях топливных трубопроводов (магистралях подачи горючего и окислителя из топливных баков хранения в камеру сгорания) датчик секундных расходов окислителя (ДРО) 1 и датчик секундных расходов горючего (ДРГ) 2. ДРО и ДРГ представляют собой тахометры. Упомянутые датчики секундных расходов компонентов топлива (окислителя и горючего) связаны, например, посредством проводной связи с усилительно-преобразовательным устройством (далее УПДР) 3, которое преобразует сигналы с упомянутых датчиков в цифровые коды Uо и Uг, соответствующие измеренной величине секундных расходов компонентов топлива. УПДР 3 соединено, например, посредством проводной связи с бортовой центральной вычислительной машиной (далее БЦВМ) 4. БЦВМ связан с блоком управления приводами дросселей (далее БУПД) 5 и выдает на него управляющий сигнал U для изменения расходной характеристики жидкостного ракетного двигателя (далее ЖРД). Для повышения точности определения уровня компонентов топлива в баках окислителя и горючего ракеты расположен волоконно-оптический уровнемер.

Волоконно-оптический уровнемер (фиг.2) содержит цилиндрическую трубу, сообщающуюся с топливным баком хранения окислителя (если рассматривать волоконно-оптический уровнемер, расположенный в топливным баком хранения окислителя) или горючего (если рассматривать волоконно-оптический уровнемер, расположенный в топливным баком хранения горючего) – далее контролируемым топливным баком, расположенный в цилиндрической трубе распределенный датчик, состоящий из оптического волокна (в частности, одномодового стандартного телекоммуникационного волокна), оптического рефлектометра и воздействующего элемента - поплавка из магнитного материала, внутри которого установлены три ролика. Волоконно-оптические уровнемеры связаны с бортовой центральной вычислительной машиной. Цилиндрическая трубка 15 уровнемера представляет собой сосуд, сообщающийся с контролируемым топливным баком 11 и позволяет коррелировать погрешности уровня измеряемой жидкости (горючего, окислителя), вызванные изменением траектории полета ракета-носителей функционалом рабочей циклограммы. В трубке 15 натянуто оптическое волокно 13, соединенное одним концом с оптическим рефлектометром 12, вынесенным за пределы топливного бака (в приборный отсек) и защищенным от жидкости в топливном баке гермопроходником 16. Вдоль оптического волокна 13, вслед за уходящей из трубки 15 уровнемера жидкостью, перемещается поплавок 14, выполненный из магнитного материала, внутри которого расположены ролики, которые искривляют оптическое волокно. Данные искривления (микро-изгибы) фиксирует оптический рефлектометр 12. Также, помимо физического воздействия на оптическое волокно, оптический рефлектометр 12 регистрирует воздействие магнитного поля, оказываемого корпусом поплавка 14 на оптическое волокно. Природа данного взаимодействия обоснована так называемым «магнитооптическим эффектом», сущность которого заключается в том, что круговое двулучепреломление, появляющееся в присутствии магнитного поля, поворачивает плоскость поляризации линейно поляризованного излучения на определенный угол. Так как поплавок 14 перемещается вместе с жидкостью, то искривление оптического волокна осуществляется строго по ходу перемещения жидкости, вдоль натянутого оптического волокна, в результате чего мы получаем линейную картину отображения уровня зеркала жидкости в каждом баке ракета-носителей.

Использование волоконно-оптического уровнемера позволяет увеличить количество контролируемых воздействующих факторов на систему комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки, благодаря чему повышается ее эффективность. Рефлектограмма механического воздействия поплавка на оптическое волокно и рефлектограмма магнито-оптического взаимодействия, – имеет гораздо большую точность измерения и надежность, в сравнении, как с традиционными дискретными уровнемерами соответствующих систем.

Оптический рефлектометр 12 определяет локальный уровень компонентов топлива в топливном баке и состоит из блока управления 6, полупроводникового импульсного лазера 7, приемника 8 и разветвителя 9, которые обеспечивают проведение измерений параметров оптического волокна 13 (см. фиг. 1). Блок управления 6 рефлектометра связан с БЦВМ 4 посредством, например, проводов. Полупроводниковый импульсный лазер 7 представляет собой лазерный светодиод, который формирует короткие зондирующие импульсы необходимой длительности. Разветвитель 9 направляет излучение полупроводникового импульсного лазера 7 к оптическому волокну 13, а обратный отраженный поток света от оптического волокна 13 к приемнику 8. Приемник 8 может представлять собой фотоприемник, который точно измеряет уровни и задержки по времени всех отражений, появляющихся по мере прохождения зондирующего светового импульса вдоль волокна 13.

Система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки может содержать датчики измерения температуры окислителя и горючего, расположенные в топливном баке.

Система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки работает следующим образом.

Блок управления 6 каждого оптического рефлектометра формирует управляющий сигнал на полупроводниковый импульсный лазер 7, который создает световой импульс, распространяющийся по оптическому волокну 13. Световой импульс проходит разветвитель 9, который рассеивает часть излучения на приемник 8. Приемник 8 передает сигнал на блок управления 6 оптического рефлектометра 12. Блок управления 6, анализируя интенсивность светового сигнала и площадь светового пятна, определяет источник воздействия (физическая деформация волоконно-оптических линий связи 13 и воздействие магнитооптического эффекта). Далее каждый блок управления 6 посылает два синхронизированных по частоте с электрическими импульсами сигнала Un и UMO на БЦВМ 4. Параллельно от датчиков расхода окислителя (ДРО) 1 и горючего (ДРГ) 2 сигналы поступают в усилительно-преобразовательное устройство 3, в котором сигналы усиливаются, преобразуются в цифровой код и отправляются в БЦВМ 4. БЦВМ 4, получив сигналы от разных источников: датчиков расхода топлива 1, 2 в магистралях топливных трубопроводов и волоконно-оптических уровнемеров, проводит вычисления по специальному алгоритму, который выдает оптимизированную картину расхода с учетом показателей разных источников. Далее БЦВМ 4 формирует управляющий сигнал U на приводы дросселей 10 регулирования соотношения секундных расходов компонентов топлива и посылает этот сигнал в блок управления приводами дросселей (БУПД) 5. Привода дросселей 10 изменяют расходную характеристику ЖРД путем изменения положение заслонок в каждой магистрали топливных трубопроводов, соединяющих топливные баки хранения горючего и окислителя с камерой сгорания топлива, соответственно выданному сигналу α.

Таким образом, данная система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки позволяет снизить уровень гарантийных запасов компонентов топлива, что приводит к увеличению массы полезного груза на заданной орбите, и увеличить точность определения уровня компонентов топлива в баках ракеты-носителя, что приводит к увеличению энергетических характеристик двигательной установки ракеты-носителя, за счет формирования выходного сигнала на основании сразу двух независимых друг от друга источников информации: рефлектограмм, полученных за счет механического воздействия поплавковой системы с оптическим кабелем, усиленной магнито-оптическим эффектом Фарадея, и показателей секундных расходомеров в магистралях трубопровода ЖРДУ.

Предлагаемая система может использоваться не только в ракетно-космической технике, но и в других отраслях промышленно-хозяйственной деятельности, например в труднодоступных местах добычи полезных ископаемых – на глубине, для контроля уровня технологических жидкостей в трубопроводах.

1. Система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки, содержащая датчики секундных расходов окислителя и горючего, связанные через усилительно-преобразовательное устройство с бортовой центральной вычислительной машиной, выполненной с возможностью подачи управляющего сигнала на блок управления приводами дросселей, отличающаяся тем, что снабжена связанными с бортовой центральной вычислительной машиной волоконно-оптическими уровнемерами, которые содержат цилиндрическую трубу с расположенным в ней распределенным датчиком и сообщающуюся с контролируемым топливным баком, при этом распределенный датчик состоит из оптического волокна, оптического рефлектометра и воздействующего элемента - поплавка из магнитного материала, внутри которого установлены три ролика.

2. Система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки по п.1, отличающаяся тем, что оптический рефлектометр состоит из импульсного полупроводникового лазера, приемника и разветвителя.

3. Система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки по п.1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит датчики измерения температуры окислителя и горючего.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к автоматическим системам управления расходом топлива (СУРТ) в устройствах топливопитания жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ) ракет-носителей (РН).

Изобретение относится к ориентируемой системе ракетного двигателя для летательных аппаратов. Система ориентируемого ракетного двигателя для летательного аппарата, содержащая ракетный двигатель (4), содержащий камеру (7) сгорания и сопло (8), подсоединенное посредством горловины (9) сопла, при этом система выполнена с возможностью ориентировать ракетный двигатель (4) относительно исходного положения, определяющего исходную ось, которая, при нахождении ракетного двигателя (4) в исходном положении, ортогональна к отверстию (10) для выброса газов из сопла и проходит через центр (C) отверстия (10) для выброса газов, при этом система содержит средство (11) наклона, посредством которого ракетный двигатель (4) жестко подсоединен к горловине (9) сопла посредством прилегающей части сопла (8) и которое наклоняет сопло (8) и камеру (7) сгорания в противоположных направлениях так, что ракетный двигатель принимает, относительно исходного положения, наклонные положения, в которых центр (C) отверстия (10) для выброса газов из сопла (8) расположен, по меньшей мере, приблизительно на исходной оси, при этом средство (11) наклона содержит полую опорную конструкцию (14A), имеющую форму усеченной пирамиды, которая выполнена с возможностью деформации в обоих направлениях первого направления (12) деформации под действием первого приводного средства (15), на малом основании (24) которой размещен ракетный двигатель (4) и внутри которой размещена камера (7) сгорания.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Система подачи топлива в ракетном двигателе, содержащая контур (4) подачи топлива, дополнительно содержит устройство изменения объема газа в контуре (4), выполненное с возможностью изменения объема газа в контуре во время функционирования ракетного двигателя.

Изобретение относится к системе регулирования жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с насосной подачей и может быть использовано в ракетном двигателестроении. Устройство для обеспечения командного давления ЖРД с насосной подачей компонентов топлива, включающее камеру командного давления с патрубком подачи жидкости к потребителю, вход в которую соединен с полостью высокого давления, а выход - с полостью пониженного давления, при этом в качестве полости высокого давления выполнена полость насоса на максимальном диаметре центробежного колеса, в качестве полости пониженного давления выполнена полость насоса на диаметре центробежного колеса, большем диаметра щелевых уплотнений, а на входе и выходе камеры командного давления установлены настроечные дроссельные элементы.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к области проектирования и эксплуатации двигательных установок космических аппаратов и разгонных блоков, предназначенных для обеспечения выдачи импульсов тяг космического аппарата по шести степеням свободы.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы. Способ форсирования тяги ЖРД, основанный на изменении энергетических параметров функционирования, согласно изобретению форсирование осуществляют путем подачи части газа из газового тракта как минимум одного из компонентов топлива, или генераторного газа, или их смеси, по крайней мере, на одну дополнительную турбину, взаимодействующую, по крайней мере, с одним из основных турбонасосных агрегатов (ТНА), а после выхода из нее газ направляют для дальнейшего использования или удаления.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Турбонасос, в котором импеллер насоса соединен с одним концом вращающегося вала, а турбина соединена с другим концом вращающегося вала.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки. Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки заключается в изменении проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува в зависимости от кавитационного запаса давления насосов турбонасосного агрегата, измерении параметров двигателя и определении их производных по времени.

Изобретение относится к области ракетной технике, а именно к системе управления расходом топлива. Система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки содержит датчики секундных расходов топлива: окислителя и горючего, связанные через усилительно-преобразовательное устройство с бортовой центральной вычислительной машиной, выполненной с возможностью подачи управляющего сигнала на блок управления приводами дросселей, и связанные с бортовой центральной вычислительной машиной волоконно-оптические уровнемеры. При этом волоконно-оптические уровнемеры содержат цилиндрическую трубу с расположенным в ней распределенным датчиком и сообщающуюся с контролируемым топливным баком, при этом распределенный датчик состоит из оптического волокна, оптического рефлектометра и воздействующего элемента - поплавка из магнитного материала, внутри которого установлены три ролика. Изобретение обеспечивает повышение точности определения уровня компонентов топлива в баках ракеты-носителя, что приводит к увеличению энергетических характеристик двигательной установки ракеты-носителя. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх