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

где Р л — удельный импульс тяги камеры сгорания; ЯуЛ „ — теоретическое значение удельного импульса тяги в

пустоте (/?іг=0); <руД —■коэффициент удельного импульса тяги камеры сго­

рания, учитывающий все виды потерь в ней; F c — площадь среза сопла камеры сгорания;

р„ — давление во внешней среде;

G s— суммарный расход компонентов через камеру сгора­ ния;

Р — тяга двигателя.

При относительно небольшом диапазоне регулирования ре­ жима работы камеры сгорания (в пределах до ±10%) можно принять, что Руд.п и фуд не зависят от режима работы двигателя. Вместо расхода компонентов в качестве аргумента в расчетных зависимостях используют давление в камере сгорания как вели­ чину, измеряемую проще, чем расход. Давление в камере сгора­ ния связано с суммарным расходом компонентов линейной за­ висимостью

нии давления в камере сгорания ухудшается эффективность сгорания компонентов и, кроме того, появляется отрыв потока газа от стенок сопла из-за большого перерасширения. В резуль­ тате уменьшается по сравнению с его теоретическим значением удельный импульс тяги и, как следствие, — тяга двигателя.

17

Кривая удельной тяги на теоретической дроссельной харак­

Уменьшение удельного импульса тяги двигателя при дроссе­ лировании является одной из основных трудностей, с которыми сталкиваются при глубоком регулировании двигателя. По мере уменьшения расхода компонентов пропорционально квадрату расхода уменьшается и перепад давления на форсунках камеры сгорания и вследствие этого ухудшаются процессы распыла и смесеобразования компонентов. Ухудшение качества распыла и перемешивания является основной причиной уменьшения коэф­ фициента полноты сгорания топлива в камере сгорания фуд и, как следствие [см. (1.1) и (1.2)] — уменьшение тяги и удельного импульса тяги.

С другой стороны, уменьшение перепада давления на фор­ сунках способствует возникновению низкочастотных колебаний (см. § 1.7), что в ряде случаев может оказаться дополнительным лимитирующим фактором при глубоком регулировании ЖРД.

Единственным способом избежать потерь удельного импуль­ са тяги из-за нерасчетного режима работы сопла при глубоком регулировании двигателя является использование сопла с регу­ лируемой площадью критического сечения. Однако создание конструкции такого сопла — задача очень сложная. Кроме того, такое сопло не решает других проблем, связанных с глубоким регулированием — ухудшения полноты сгорания и возможности возникновения низкочастотных колебаний.

Для устранения этих явлений можно использовать форсунки с регулируемым проходным сечением. Эта задача конструктив­ но также достаточно сложная, но более реальная, чем создание регулируемого сопла для камеры сгорания.

Наиболее простым способом регулирования тяги в широких пределах является использование двигательной установки с не­ сколькими независимыми двигателями или двигателя с не­ сколькими камерами. Изменение тяги в этом случае осущест­ вляется включением или выключением отдельных камер или двигателей.

1.2.2. Высотная характеристика двигателя

Высотная характеристика двигателя может быть определена по соотношениям (1.1) и (1.2), учтя зависимость атмосферного давления ра ют высоты Я pH—f(H). При этом обычно принима­ ют постоянными расход компонентов и их соотношение.

Существует некоторая высота, на которой режим работы сопла оказывается расчетным, т. е. давление на срезе сопла pG

18

равно давлению во внешней среде р„. Расчетные зависимости (1.1) и (1.2) пригодны только при безотрывном течении газа в сопле. В случае высотного сопла (рс-С0,1 МПа) *) на малых высотах из-за сильной нерасчетное™ сопла (т. е. Рп^Рс) поток внутри сопла отрывается от стенок. Расчетные соотношения для этого случая оказываются более сложными [5].

высоте, но при увеличе­ нии -высоты полета проигрывает по Р двигателю с высотным соплом.

Изменение тяги двигателя по мере увеличения высоты поле­ та является одним из возмущений, действующих на ракету в полете.

1.2.3. Управление вектором тяги

При управлении ракетой необходимо изменять не только ве­ личину, но и направление вектора тяги двигателя для создания управляющих моментов в вертикальной (управление по танга­ жу) и горизонтальной (управление по рысканию) плоскостях, а также относительно продольной оси ракеты (управление по крену).

Рассмотрим несколько возможных схем изменения направ­ ления тяги двигателя [5]. На рис. 1.14 представлена схема управ­ ления газовыми рулями, расположенными в потоке газа за сре­ зом сопла. Изменение угла установки руля 0 приводит к измене­ нию величин аэродинамических сил, действующих как вдоль оси ракеты, так и в плоскости, перпендикулярной оси ракеты. Управляющий момент создается подъемной силой, действующей на рули в потоке газа. Одновременно на рули действует сила сопротивления, приводящая к потери тяги. Использование четы­ рех рулей позволяет управлять ракетой во всех плоскостях ста­ билизации.

Газовые рули создают достаточно большие управляющие моменты, приводя одновременно и к существенным потерям тя­ ги (до 2—5%).

*> 1Па = 1 Н/м2~і10-5 ат.

19

Другой способ управления направлением тяги-— с помощью изменения направления движения струи газа'в сопле, т. е. систе­ ма со вдувом газа или впрыском жидкости в сверхзвуковую часть сопла (рис. 1.15). При подаче в сверхзвуковую часть сопла через отверстия или щели струи газа (пли жидкости) 1 в пото­ ке газа возникает косой скачок уплотнения 2. Давление за скачком уплотнения больше, чем в невозмущенном потоке, зона же действия скачка относительно невелика и распространяется в основном вниз по потоку от места вдува газа.

рулей часть сопла

В силу появления зоны с повышенным давлением возникает боковая составляющая тяги. Изменяя давление подаваемого га­ за (или жидкости) и место впрыска, можно управлять направ­ лением и величиной боковой составляющей тяги.

Система со вдувом приводит к некоторым потерям удельного импульса тяги и требует специального, достаточно сложного, газораспределительного устройства. При однокамерной двига­ тельной установке с помощью вдува нельзя создать момента для управления по крену.

Способ изменения направления тяги с помощью рулевых ка­

специальных рулевых камер двигатель устанавливается на кар­ данной подвеске (рис. 1.16), которая позволяет изменять на­ правление тяги двигателя в двух плоскостях. Боковая состав­ ляющая тяги зависит от угла поворота оси камеры сгорания двигателя. Для создания момента по крену в этом случае не­ обходимы специальные поворотные сопла крена, которые рабо­ тают на генераторном газе из двигателя или из системы надду­ ва баков.

В случае двигательной установки, состоящей из нескольких двигателей, или при наличии нескольких рулевых камер каждый двигатель или камеру достаточно поворачивать только в одной

20

плоскости (рис. 1.17). Потери удельного импульса тяги при ис­ пользовании поворотных двигателей или камер минимальны (десятые доли процента), управляющие . моменты — большие. Основной недостаток такой системы заключается в больших габаритах и лишней массе системы подвески двигателей.

Для ракеты с несколькими камерами или двигателями мож­ но изменять направление тяги путем изменения тяги отдельных камер или двигателей, т. е. рассогласованием величины тяги отдельных неподвижно установленных двигателей. Форсируя

А

Вид А

одни двигатели и одновременно дросселируя двигатели, распо­ ложенные с другой стороны корпуса ракеты, можно создать до­ статочно большой управляющий момент в двух плоскостях уп­ равления.

Для создания управляющего момента относительно оси ра­ кеты (т. е. момента управления по крену) можно использовать, специальные сопла крена, работающие на генераторном газе,, или использовать также систему рассогласования тяги, устано­ вив для этого отдельные камеры или двигатели под некоторым углом по отношению к оси ракеты.

Способ управления вектором тяги путем рассогласования тяги отдельных двигателей многодвигательной ракеты дает не­ значительные потери удельного импульса тяги двигателей, по­ рядка десятых долей процента {5]. В то же время этот способ не требует усложнения конструкции двигателей и ракеты за счет дополнительных элементов (подвеска двигателя, система газо­ распределения и т. д.). С этой точки зрения последний способ' управления является оптимальным. Однако он требует болееширокого диапазона регулирования режима работы . двигателя по тяге, чем другие рассмотренные способы управления.

21

1.3. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ

Траектория полета ракеты делится на два основных участка

однозначно связана с координатами и вектором скорости раке­ ты в момент выключения двигателей.

Движение ракеты по траектории на активном участке опре­ деляется равнодействующей сил тяжести G (рис. 1.19), аэроди­ намического сопротивления X и тяги двигателей Р. Положение ракеты в пространстве определяется тремя координатами цент-

V

на ракету в полете

ра массы ракеты и тремя углами разворота корпуса ракеты в пространстве вокруг центра массы: тангажа, рыскания и крена.

Ракета обычно стартует вертикально и в течение нескольких секунд не меняет направления своего полета. Далее по програм­ ме ракета начинает разворот. Для осуществления эволюции по траектории, а также для возвращения ракеты на расчетную траекторию, отклонение от которой связано с действием различ­ ных возмущений, необходимо изменить равнодействующую сил, указанных выше. Изменение аэродинамических сил путем пово­ рота воздушных рулей оказывается мало эффективным. Управ­ ление полетом ракеты можно осуществить, изменяя направление и величину тяги двигателя.

Таким образом двигатель оказывается единственным испол­ нительным органом системы управления ракетой. От типа и схе­ мы систем управления ракетой зависят структура управления

.двигателем и требования, предъявляемые к динамическим харакеристикам двигателя и точности поддержания его парамет­ ров. Указанные свойства двигателя в большой степени зависят от схемы и параметров его внутренней системы регулирования.

22

Ракета выполнит свою задачу, если в конце активного участ­ ка своей траектории (точка А на рис. 1.18) она будет иметь не­ которое, совершенно определенное и точно выдержанное сочета­ ние параметров: конечной скорости шк, угла наклона траекто­ рии уо и высоты над поверхностью земли Іг0.

выдержать следующую точность параметров в конечной точке траектории [4]:

Дт.

-----—= 0,02%; Д-fo = 2' ,5; ДЛ0 = 2,5 км. wK

Для космических ракет, выводящих объекты в сторону планет солнечной си­ стемы, требования по точности еще более высокие.

В то же время на ракеты в полете действуют многочислен­ ные возмущения, приводящие к отклонению ее траектории от расчетной. Часть возмущающих факторов связана с погреш­ ностями в технологии изготовления ракеты и ее двигателей (объем баков, вес ракеты, тяга двигателя и ее направление, рас­ ход компонентов топлива и их соотношение и т. д.). Другие факторы связаны с внешними условиями: порывы ветра, откло­ нение аэродинамических коэффициентов, воздействие стартовых устройств, возмущения при разделении ступеней и т. д.

Системы управления ракеты осуществляют управление поле­ том ракеты и обеспечивают компенсацию всех возмущений, при­ водящих к отклонению траектории полета от расчетной. Для полной компенсации влияния возмущающих воздействий и обес­ печения высокой точности выполнения программы полета систе­ ма управления должна обладать определенной' эффективностью,, т. е. способностью создавать с необходимой скоростью достаточ­ ные управляющие силы и моменты путем изменения вектора тяги двигателей.

При любом типе органов управления направлением вектора тяги (см. § 1.2) возникают потери удельной тяги двигательной установки, и эти потери растут вместе с ростом управляющего момента. Одновременно растет и вес органов управления. Вслед­ ствие этого любая система управления ухудшает характеристи­

нов управления и в то же время незначительно ухудшив харак­ теристики ракеты.

Система управления ракеты состоит из системы наведения,, системы стабилизации и системы одновременного опорожнения

Система наведения управляет движением центра массы ра­ кеты в трех направлениях, обеспечивая полет ракеты на актив­

23;

ном участке вблизи расчетной траектории; она парирует дейст­ вие возмущающих факторов на траекторию полета ракеты и состоит из трех каналов для управления продольной (танген­ циальной), боковой и нормальной составляющими скорости и каналов управления отделением ступеней и головной части ракеты.

Основное назначение каналов управления отделением частей ракеты —'обеспечить выдачу команды на разделение ступеней или выключение двигателей точно в тот момент, когда все три составляющих скорости имеют величины, гарантирующие вы­ полнение ракетной задачи с определенной точностью.

В момент выключения двигателя эти параметры не обяза­ тельно должны точно совпадать с их номинальными значениями [48]. Схему системы наведения можно построить таким образом, что ракета выполнит свою задачу с высокой точностью, двигаясь как по номинальной, так и по другим возможным траекториям. В зависимости от траектории полета изменяется момент выклю­ чения двигателей. Из-за действия неизбежных возмущений, влияние которых не полностью компенсируется соответствую­ щими каналами системы наведения, составляющие скорости ракеты несколько отличаются от расчетных. Если выключить двигатель точно в расчетное время, то эти ошибки в скорости приведут к потере точности наведения ракеты. Для повышения точности наведения вычислительное устройство, имеющееся в ■системе управления, вычисляет во время полета некоторый уп­ равляющий функционал, зависящий от координаты и скорости ракеты. При достижении заданного значения функционала, обеспечивающего максимальную точность наведения, система наведения выдает команду на выключение двигателей. Так как управляющий функционал зависит от шести переменных (потри составляющих координаты и скорости ракеты), то имеется бес­ конечное количество совокупностей этих переменных, обеспе­ чивающих заданное значение функционала.

Система наведения может располагаться на борту ракеты пли на земле. Соответственно различают два вида систем наве­ дения: 1) командная система радиоуправления; 2) автономная инерциальная система управления [4].

Один из вариантов системы радиоуправления (рис. 1.20) со­ стоит из передающей станции А и четырех принимающих стан­ ций В, расположенных крестообразно. Принимающие радио­ станции определяют допплеровские сдвиги частот и по резуль­ татам сравнения их величин находят составляющие скорости и ускорения ракеты относительно Земли. Специальный точный ра­ диолокатор сопровождения, кроме того, определяет азимут и наклонную дальность ракеты С.

Данные всех станций поступают на вычислительную маши­ ну, которая непрерывно вычисляет действительную траекторию полета и сравнивает ее с расчетной. По результатам сопостав­

24

ления вычисляются управляющие воздействия, которые необхо­ димы со стороны органов управления для приближения траек­ тории полета ракеты к расчетной. Соответствующие команды передаются на борт ракеты С по радио. Эта же система опреде­ ляет момент выключения двигателя и передает на борт ракеты команду.

Считается, что радиосистема управления имеет преимущест­ ва в высокой точности и сравнительно малом весе бортовой

/ —груз; 2 — электрическая пружина; 3 — направляющий стержень; 4 — корпус; 5 — усилитель; 6 — электронндуктнвный дат­ чик

аппаратуры. Однако она подвержена действию помех. Полной помехоустойчивостью <и удобством эксплуатации обладает авто­ номная система, при которой вся измерительная аппаратура находится на борту ракеты и не требует средств радиосвязи.

В автономной инерциальной системе специальным прибо­ ром— акселерометром — непрерывно измеряется ускорение ра­ кеты (4]. Акселерометр, например, может состоять из массы 1 на пружинной подвеске, перемещающейся под влиянием ускоре­ ния W. Для повышения точности вместо механической пружины используют электрические пружины 2 (рис. 1.21). Перемещение груза на оси 3 акселерометра измеряется электрическим датчи­ ком 6 (потенциометрическим, индуктивным, емкостным). Уско­ рение должно измеряться с точностью 0,01-^0,001 %-

Акселерометры устанавливаются на гиростабилизированной платформе, которая во время полета не меняет своей.ориента­ ции в пространстве. В общем случае используются три акселе­

25

рометра, измеряющих ускорения в трех направлениях. Соответ­ ственно в системе наведения существует три канала [48]: канал

Продольная составляющая скорости полета поддерживается в соответствии с программой путем изменения тяги двигателя. Точное поддержание скорости полета позволяет уменьшить раз­ брос параметров ракеты и упрощает систему, выключающую двигатель. Примерная структура системы РКС приведена на рис. 1.22 [48].

Рис. 1.22. Структурная схема системы РКС:

J — ракета; 2 — измеритель скорости; 3 — датчик программных сигна­ лов; 4 —сравнивающее устройство; 5 —усилитель; 6 —привод; 7 —дат­ чик давления в камере сгорания; 8 — камера сгорания

Акселерометр в полете измеряет не действительное 7ѵх, а ка­ жущееся ускорение, так как на его чувствительный элемент (подвижную массу 1 на рис. 1.21) действует как ускорение ра­ кеты, так и ускорение силы тяжести g. При этом составляющую (проекцию) ускорения силы тяжести gx акселерометр воспри­ нимает как ускорение ракеты, направленное в сторону, обрат­ ную действию силы тяжести. Кажущаяся скорость полета юр определяется путем интегрирования ускорения интегратором. Применяют также гироскопические интеграторы, измеряющие

непосредственно скорость.

Полученное значение электрического сигнала UWf, пропор­

циональное кажущейся скорости, попадает на сравнивающее устройство, на которое подается также программное значение сигнала UWy кажущейся скорости (см. рис. 1.22). Сигнал рас­

согласования Ubw передается на усилитель, где он усиливается и преобразуется в сигнал управления приводом системы РКС, установленным на регулирующем или дросселирующем элемен­ те двигателя. Изменение положения привода системы РКС фркс является для двигателя управляющим воздействием, нз-

26