ТЕХНИЧЕСКАЯ МЕХАНИКА
ISSN 1561-9184 (печатная версия), ISSN 2616-6380 (електронная версия)

ГЛАВНАЯ    ПРО ЖУРНАЛ    РЕДКОЛЛЕГИЯ    АВТОРАМ    ТЕКУЩИЙ ВЫПУСК    АРХИВ    КОНТАКТЫ

УДК 629.78

Техническая механика, 2019, 2, 30 - 38

ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ КОМБИНИРОВАННОГО УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Прядко Н. С., Сироткина Н. П., Токарева Е. Л.

Прядко Н. С.
Институт технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины
Украина

Сироткина Н. П.
Институт технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины
Украина

Токарева Е. Л.
Институт технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины
Украина

      Решение новых задач управления космической ступенью ракеты требует совершенствования исполнительных органов регулирования вектора тяги ракетного двигателя с целью уменьшения энергозатрат на управление, упрощения их конструкции, повышения их динамических характеристик и надежности.
      В результате предшествующих исследований, в которых принимали участие авторы данной работы, была предложена и обоснована новая концепция управления вектором тяги – бифункциональная система, основанная на комбинации механической и газодинамической систем управления вектором тяги двигателя. Такое решение по совершенствованию органов управления вектором тяги позволило реализовать преимущества составляющих подсистем, исключив их недостатки.
      В данной работе сделан акцент на недостатке новой концепции системы управления вектором тяги двигателя, а именно – наличии в конструкции системы приводов поворота элементов двигателя, обладающих большой массой.
      Предложено и обосновано новое решение по исключению этого недостатка путем передачи функции приводов (на поворот элементов двигателя) газодинамической системе.
      Показано, что при этом большая сила, поворачивающая двигатель относительно шарнира, создается газодинамической системой в импульсном режиме, что исключает большие потери энергетики (при работе газодинамической системы) на поворот двигателя. Стабилизация ступени ракеты осуществляется управляющими силами малой амплитуды и высокой частоты, создаваемыми газодинамической системой управления. Таким образом бифункциональная система управления вектором тяги трансформируется в целиком газодинамическую, только с шарнирным узлом для поворота элементов двигателя (в исследуемом варианте этот элемент – камера сгорания двигателя). Исключение приводов уменьшает массу системы управления вектором тяги, повышает ее надежность, делает возможным полную отработку динамики системы управления вектором тяги космической ступени ракеты в земных условиях, поскольку отсутствует необходимость поворота двигателя при его отработке. Потери энергетики на управление вектором тяги (потери удельного импульса двигателя) предложенной системы не превышают потерь экономичной механической системы (поворотом двигателя).
     

ракетный двигатель; механическая система; импульсная сила; газодинамическая система; бифункциональная система управления вектором тяги

1. Дегтярев А. В. Шестьдесят лет в ракетостроении и космонавтике. Днепропетровск: АРТ-ПРЕСС, 2014. 540с.

2. Игдалов И. М. , Кучма Л. Д. , Поляков Н. В., Шептун Ю. Д. Динамическое проектирование ракет. Задачи динамики ракет и их космических ступеней. Днепропетровск: ДНУ, 2010. 264 с.

3. Колесников К. С. Динамика ракет. М: Машиностроение, 1980. 376 с.

4. Коваленко Т. А., Сироткина Н. П., Коваленко Н. Д. Бифункциональная система управления вектором тяги двигателя космической ступени ракети–носителя. Техническая механика. 2015. №1. С. 42–54.

5. Kovalenko N. D., Sheptun U. D., Kovalenko T. A., Strelnikov G. A. The new concept of thrust vector control for rocket engine. Системні технології. 2017. No 6(107). P. 120 –127.

6. Коваленко Т. А., Шептун Ю. Д., Сироткина Н. П. Об адаптации бифункциональных систем управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя к современным способам и системам управления движением космических ступеней ракет. Техническая механика. 2017. № 3. С. 45–52.

7. Раздельная отработка возмущений параметров движения ступеней РН. Матеріали VI міжнародної конференції: Космічні технології: сучасне та майбутнє (23–26 травня 2017, Дніпро). Дніпро: ДП «КБ «Південне», 2017. С. 39.

8. Коваленко Н. Д. Ракетный двигатель как исполнительный орган системы управления полетом ракет. Днепропетровск: ИТМ НАНУ и НКАУ, 2003. 412 с.

9. Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун для його здійснення: патент на винахід 103528 Україна, МПК F02 К9/00. № 2011 14384; заявл. 05.12.2011; опубл. 25.10.2013, Бюл. № 20. 16 с.

10. Система керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна з допалюванням вихлопного газу турбіни в камері згоряння: корисна модель на винахід 94862 Україна, МПК F 02 K 9/00. № а 2014 04258; заявл. 22.04.2014; опубл. 10.12.2014, Бюл. № 23. 9 с.

11. Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун з його здійснення: патент на винахід 105214 Україна, МПК F 02 K 9/56, F 02 K 9/82. № а 201112467; заявл. 24.10.2011; опубл. 25.04.2014, Бюл. № 8. 8 с.

12. Спосіб керування вектором тяги рідинного ракетного двигуна з турбонасосним агрегатом подачі компонентів палива в камеру згоряння та рідинний ракетний двигун з його застосуванням: патент на винахід 107270 Україна, МПК F 02 K 9/00. № а 201306211; заявл. 20.05.2013; опубл. 10.12.2014, Бюл. № 28. 11 с.

Copyright (©) 2019 Прядко Н. С., Сироткина Н. П., Токарева Е. Л.

Copyright © 2014-2019 Техническая механика