Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания

Авторы патента:

F02K9/46 - с использованием насосов (насосы как таковые F04)

Владельцы патента RU 2784126:

Рылов Валентин Павлович (RU)

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.

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.

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.

Изобретение относится к регулированию параметров объекта с помощью входящих в его состав регулирующих устройств, в частности в ракетно-космической технике для регулирования жидкостного ракетного двигателя. Способ регулирования параметров ЖРД заключается в установке приводов агрегатов регулирования в положения, которые соответствуют требуемым значениям тяги, коэффициента соотношения компонентов топлива, температур и давлений компонентов топлива на входе в двигатель и определяются по математической модели данного двигателя или по полиномам регулирования данного двигателя, полученным путем аппроксимации результатов расчетов, проведенных по математической модели данного двигателя, и закладываются в ЭВМ стендовой системы управления или бортовую ЭВМ ракеты-носителя.

Система управления потоком с сетью параллельно соединенных топливных каналов // 2731077

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Система (22) управления потоком содержит сеть (34) топливных каналов, содержащую первую (36) и вторую (38) части сети, расположенные друг относительно друга с возможностью параллельного протекания по ним потоков.

Способ останова жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива // 2726863

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ останова жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива в составе космической двигательной установки, основанный на последовательной подаче 2-х команд с заданным интервалом времени между ними, при этом по первой команде прекращают подачу рабочего тела турбины турбонасосного агрегата и компонентов топлива в полости форсуночной головки камеры и сообщают напорные магистрали и полости компонентов топлива двигателя с соответствующими баками двигательной установки, а по второй команде прекращают подачу компонентов топлива из баков двигательной установки в насосы турбонасосного агрегата, разобщают напорные магистрали и полости компонентов топлива двигателя с баками двигательной установки и открывают дренажи из этих полостей.

Система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки // 2685161

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.

Система управления расходом компонента топлива жрд // 2622677

Изобретение относится к автоматическим системам управления расходом топлива (СУРТ) в устройствах топливопитания жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ) ракет-носителей (РН). В предложенной системе управления расходом компонента топлива ЖРД, включающей установленный в магистрали подачи компонента топлива командный дроссель, соединенный звеньями кинематической цепи с управляющим валиком, датчик углового положения звена кинематической цепи, реверсивный электродвигатель, ротор которого кинематически соединен с управляющим валиком, линии передачи электрических сигналов к электродвигателю и от датчика углового положения, датчик углового положения звена кинематической цепи закреплен на управляющем валике дросселя.

Система ориентируемого ракетного двигателя // 2612978

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.

Система подачи топлива и способ подавления эффекта пого // 2598508

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.

Устройство для обеспечения командного давления жидкостного ракетного двигателя с насосной подачей компонентов топлива // 2577920

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.

Система выдачи импульсов тяг // 2560645

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. Система содержит систему управления, баки сферической формы с деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими топливные и газовые полости, шар-баллоны, заправочные горловины, блоки управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги, корректирующе-тормозной двигатель, дроссели, электропневмоклапаны, электрожидкостные и обратные клапаны, сигнализаторы давления, магистрали подачи топлива и наддува, при этом система дополнительно снабжена герметичными упругими разделителями среды, соединяющими выходные трубопроводы топливных полостей баков окислителя и горючего с трубопроводами, объединяющими газовые полости баков, и их жесткость меньше жесткости деформируемых металлических перегородок баков, а корректирующе-тормозной двигатель совместно с тремя дополнительно введенными собраны в блок, установленный на продольной оси космического аппарата, при этом управляющие жидкостные реактивные двигатели малой тяги объединены в четыре блока по три штуки, причем в каждом блоке два двигателя установлены с диаметрально противоположным направлением вектора тяги в плоскости, перпендикулярной продольной оси космического аппарата, а вектор тяги третьего двигателя, установленного в плоскости продольной оси космического аппарата, направлен в сторону, противоположную направлению полета, при этом блоки управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги попарно закреплены в диаметрально противоположных местах космического аппарата, а в магистралях подачи компонентов топлива к основным коллекторам управляющих жидкостных реактивных двигателей малой тяги и к коллекторам корректирующе-тормозных двигателей установлены четыре пары параллельно соединенных между собой электрожидкостных клапанов.

Способ форсирования по тяге жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель // 2532454

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.

Жидкостный ракетный двигатель с электронасосной системой подачи // 2760956

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива, включающий регенеративно охлаждаемую камеру сгорания, электронасосные агрегаты для подачи компонентов топлива в камеру, блок питания электронасосных агрегатов на основе аккумуляторных батарей, при этом в состав двигателя включен турбоэлектрогенератор, вход в турбину которого сообщен с магистралью выхода из тракта охлаждения камеры газифицированного в нем низкокипящего компонента топлива; выход из турбины сообщен с магистралью входа этого компонента топлива в полость форсуночной головки камеры, а клеммы электрогенератора связаны кабелем через преобразователь в виде зарядного устройства и автоматический прерыватель электрической цепи с клеммами блока питания электроприводов насосов.