ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА
ISSN 1561-9184 (друкована версія), ISSN 2616-6380 (електронна версія)

ГОЛОВНА    ПРО ЖУРНАЛ    РЕДКОЛЕГІЯ    АВТОРАМ    ПОТОЧНИЙ ВИПУСК    АРХІВ    КОНТАКТИ

УДК 629.78.533.6.013:621.45

Технічна механіка, 2019, 2, 30- 38

ПІДВИЩЕННЯ ЕФЕКТИВНОСТІ КОМБІНОВАНОГО КЕРУВАННЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ РАКЕТНОГО ДВИГУНА

Прядко Н. С., Сироткіна Н. П., Токарєва О. Л.

Прядко Н. С.
Інститут технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України,
Україна

Сироткіна Н. П.
Інститут технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України,
Україна

Токарєва О. Л.
Інститут технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України,
Україна

      Рішення нових завдань управління космічним ступенем ракети вимагає вдосконалення виконавчих органів регулювання вектора тяги ракетного двигуна з метою зменшення енерговитрат на управління, спрощення їх конструкції, підвищення їх динамічних характеристик і надійності.
      В результаті попередніх досліджень, в яких брали участь автори даної роботи, була запропонована і обгрунтована нова концепція управління вектором тяги – біфункціональна система, заснована на комбінації механічної і газодинамічної систем управління вектором тяги двигуна. Таке рішення щодо вдосконалення органів управління вектором тяги дозволило реалізувати переваги складових подсистем, виключивши їх недоліки.
      У даній роботі зроблено акцент на недоліки нової концепції системи управління вектором тяги двигуна, а саме – наявності в конструкції системи приводів повороту елементів двигуна, які мають велику масу.
      Запропоновано та обґрунтовано нове рішення по виключенню цього недоліку шляхом передачі функції приводів (на поворот елементів двигуна) газодинамічній системі.
      Показано, що при цьому велика сила, що повертає двигун щодо шарніра, створюється газодинамічною системою в імпульсному режимі, що виключає великі втрати енергетики (при роботі газодинамічної системи) на поворот двигуна. Стабілізація ступені ракети здійснюється керуючими силами малої амплітуди і високої частоти, що створюються газодинамиічною системою управління. Таким чином біфункціональна система управління вектором тяги трансформується в цілком газодинамічну, тільки з шарнірним вузлом для повороту елементів двигуна (в досліджуваному варіанті цей елемент – камера згоряння двигуна). Виключення приводів зменшує масу системи управління вектором тяги, підвищує її надійність, уможливлює повне відпрацювання динаміки системи управління вектором тяги космічного ступеня ракети в земних умовах, оскільки відсутня необхідність повороту двигуна при його відпрацюванні. Втрати енергетики на управління вектором тяги (втрати питомого імпульсу двигуна) запропонованої системи не перевищують втрат економічної механічної системи (поворотом двигуна).
     

ракетний двигун; механічна система; імпульсна сила; газодинамічна система; біфункціональна система управління 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., Сироткіна Н. П., Токарєва О. Л.

Copyright © 2014-2019 Технічна механіка