Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Современный взгляд на проблему обеспечения высокой точности управления и регулирования ЖРД 10
1.1. Основные понятия 10
1.2. Традиционные методы настройки и регулирования ЖРД 10
1.3. Система регулирования с внутридвигательными обрат ными связями 12
Глава 2. Настройка двигателя в процессе первого огневого испыта ния с использованием внешних обратных связей 28
2.1. Метод использования внешних обратных связей по расходам компонентов 28
2.2. Определение индивидуальных коэффициентов в уравне ниях управления данным двигателем 31
2.3. Управление расходом топлива системой РН 63
Глава 3. Методика настройки ЖРД в процессе огневых испытаний, обеспечивающая высокоточное управление при работе в широком диапазоне температур компонентов топлива и плотности горючего 71
3.1. Корректировка настройки по температуре 71
3.2. Корректировка настройки по плотности горючего 81
3.3. Корректировка настройки по температуре для горючего RP-1
3.4. Штатный алгоритм управления ЖРД по полиномиальным уравнениям 86
3.5. Погрешность настройки двигателей по результатам повторных и сертификационных испытаний по штатным алгоритмам 92
Глава 4. Управление и регулирование двигателем по кодовым командам 94
4.1. Использование кодовых команд для управления регулирующими органами 94
4.2. Управление двигателем с двумя различными гидрав лическими системами 104
4.3. Обоснование выбора циклограммы КТИ для определения индивидуальных коэффициентов при задействовании трехпозиционного клапана окислителя 111
4.4. Оценка точности настройки и регулирования 115
Глава 5. Проверка стыковки алгоритма регулирования двигателя с бортовой системой управления РН 118
Заключение 125
Список литературы
- Традиционные методы настройки и регулирования ЖРД
- Определение индивидуальных коэффициентов в уравне ниях управления данным двигателем
- Корректировка настройки по плотности горючего
- Обоснование выбора циклограммы КТИ для определения индивидуальных коэффициентов при задействовании трехпозиционного клапана окислителя
Введение к работе
Актуальность работы. С одной стороны, современное развитие космической техники сопровождается усилением требований к точности систем управления и регулирования ЖРД, с другой - мощный скачок в развитии электронно-вычислительных машин позволяют дать идеям, рожденным многие годы назад, новую жизнь и применить их на практике. Быстродействие современных ЭВМ позволяет в процессе полета РН формировать и выдавать скорректированные команды на органы управления ЖРД.
С учетом этого разработка эффективных алгоритмов управления и регулирования ЖРД, обеспечивающих высокую точность управления двигателем является актуальной научно-технической задачей. Помимо этого научный интерес представляет исследование влияния внешних факторов, позволяющих обеспечивать высокую точность управления ЖРД, работающими в широком диапазоне режимов.
Цель и задачи исследования. Целью данной работы является совершенствование методов, обеспечивающих высокую точность управления и регулирования многорежимных ЖРД.
В соответствии с поставленной целью задачами настоящего исследования являются:
Анализ методов управления ЖРД, позволяющих обеспечивать высокую точность настройки двигателя по значениям тяги и соотношения компонентов на различных режимах с учетом влияния температур компонентов и поставочной плотности горючего.
Разработка высокоточных алгоритмов управления ЖРД в широком диапазоне рабочих режимов при штатной эксплуатации.
Научная новизна. В ходе проведенного исследования были получены следующие основные результаты:
показана оптимальность реализованных в ОАО «НПО Энергомаш» им. академика В.П.Глушко» методов настройки ЖРД при проведении КТИ по значению тяги и соотношению компонентов топлива в широком диапазоне изменения режимов, задаваемых стендовой системой управления с учетом влияния температур компонентов и поставочной плотности горючего;
разработаны алгоритмы управления и регулирования ЖРД при доводочных испытаниях и штатной эксплуатации, обеспечивающие высокую точность управления и регулирования, в том числе при управлении регулирующими органами по кодовым командам.
Достоверность результатов исследования. Разработанные алгоритмы, обеспечивающие высокую точность управления и регулирования, отработаны и подтверждены в процессе отработки и последующей эксплуатацией маршевых
ЖРД РД171М в составе РН «Зенит» и РД180 в составе РН «Атлас», а также в процессе доводочных испытаний двигателя РД191, предназначенного для эксплуатации в составе нового семейства РН «Ангара».
Практическая значимость данной работы состоит:
в подтверждении эффективности используемого и реализованного в ОАО «НПО Энергомаш» им. академика В.П.Глушко» метода настройки двигателя в процессе КТИ с учетом влияния температур компонентов и поставочной плотности горючего;
в использовании при настройке ЖРД с цифровыми приводами органов управления по кодовым командам системы управления;
в разработке штатных алгоритмов управления и регулирования ЖРД, позволяющих обеспечить высокую точность при эксплуатации двигателя в широком диапазоне изменения режимов, определяемых СУ РН в полете.
Реализация результатов работы. Разработанные в ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П.Глушко» полетные алгоритмы управления и регулирования используются при эксплуатации маршевых ЖРД РД171М в составе РН «Зенит», РД180 в составе РН «Атлас 3» и «Атлас 5» и разработанные алгоритмы управления и регулирования двигателем РД191 для проведения повторных испытаний использовались при доводке двигателя, предназначенного для нового семейства РН «Ангара».
Апробация работы. Основные положения и результаты диссертации докладывались и обсуждались на следующих конференциях:
- 4-ой международной конференции «Авиация и космонавтика - 2005»,
10-13 октября 2005 года, г. Москва.
- XXXV уральском семинаре по механике и процессам управления,
23 декабря 2005 года. г. Миасс.
- 5-ой международной конференции «Авиация и космонавтика - 2006», 23 -
26 октября 2006 года, г. Москва.
- XXXI академических чтениях по космонавтике, посвященных 100-летию
со дня рождения академика С.П.Королёва, 30 января - 02 февраля 2007 года, г. Москва.
- 6-ой международной конференции «Авиация и космонавтика - 2007»,
01-04 октября 2007 года, г. Москва.
Личное участие. Представленные результаты работы отражены в технических условиях на ЖРД, разработанных автором. Результаты, полученные другими исследователями, а также результаты совместных исследований, отмечены по тексту или снабжены сносками на соответствующий источник.
Публикации. Автором, по теме диссертации, опубликованы 8 научных работ, из них 7 без соавторов. Личный вклад автора в опубликованной в соавторстве работе составляет не менее 70%.
Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, списка литературы. Объем диссертации 129 страниц основного текста, 43 рисунка, 10 таблиц. Библиография составляет 41 наименование.
Традиционные методы настройки и регулирования ЖРД
Система приводов автоматики (СПА) предназначена для управления регулирующими органами двигателя: дросселями окислителя 6 и горючего 13, регулятора расхода горючего 15, регулятором командного давления 16. СПА включает в себя: - БГП, предназначенный для подачи в СПА рабочей жидкости (масла) от вспомогательного агрегата питания (ВАЛ) или горючего (переключение питания от ВАП на питание горючим от двигателя осуществляется автоматически при работе двигателя); - электрогидравлические цифровые приводы МДОІ 20, МД02 21, МРГ 17, МДГ 18, МРКД1 22, МРКД2 23, предназначенные для управления регулирующими органами; - магистрали, обеспечивающие подвод рабочей жидкости от БГП к приводам и от двигателя к БГП, а также сливные магистрали, обеспечивающие отвод отработанной жидкости от приводов на вход двигателя; - ВАП, который является источником гидравлического питания приводов СПА. Система регулирования двигателя обеспечивает: - запуск и выход двигателя на основной режим работы; - поддержание основного режима работы двигателя с использованием внутридвигательных обратных связей; - регулирование основного режима работы двигателя в заданном диапазоне измерения параметров по командам СУ; Перевод двигателя на конечный режим работы и работу на указанном режиме; - останов двигателя. Для регулирования двигателя применена пневматическая и электрогидромеханическая система регулирования, которая включает в себя: - регулятор командного давления 16 — основной командный агрегат двигателя, обеспечивающий поддержание основного режихма с использованием внутридвигательных обратных связей и регулирование работы двигателя по командам СУ; - следящие приводы МДГ 18 и МРГ 17, обеспечивающие, соответственно, изменение положения исполнительных элементов дросселя 13 и регулятора расхода 15 с использованием внутридвигательных обратных связей или по командам СУ, выдаваемых на ЭГК; - электрогидравлические цифровые семиразрядные приводы МРКД1 22, МРКД2 23, МДОІ 20, МД02 21 (рис.3), предназначенные для изменения положения исполнительных элементов РКД 16 и дросселей окислителя 6 по командам СУ; - дроссель 13, регулятор расхода 15, мерное устройство 12; - дроссели окислителя 6; - пнемопривод 24, предназначенный для установки регулятора расхода в положения, соответствующие начальной настройке и предварительному режиму работы двигателя, а также для обеспечения закрытия регулятора расхода при останове двигателя; - трубопроводы, обеспечивающие гидравлические связи между составными частями системы.
Для управления дросселями-задатчиками командных давлений при регулировании по тяге и соотношению компонентов топлива к корпусу РКД крепились два цифровых электрогидропривода.
В дополнение к РКД конструкция двигателя предусматривала управление с помощью следящих гидроприводов непосредственно исполнительных агрегатов регулятора и дросселя горючего двигателя. Данные приводы включались в работу при изменении давлений в сравнивающих устройствах, гидравлически связанных соответственно с давлением в полости горючего каме 20 ры и в узком сечении трубы Вентури, встроенной в тракт горючего, поступающего в камеру.
Идея подобного схемного и конструктивного решения заключалась в следующем. Фактически настройка по управлению режимами двигателя определяется настройкой РКД. Настройка РКД может проводиться заранее (до установки на двигатель) в процессе модельных проливок (на воде) с учетом полученных характеристик агрегатов и систем при автономных испытаниях в процессе изготовления и сборки [13]. Считалось, что при настроенном конкретном экземпляре РКД независимо от индивидуальных особенностей двигателя при последующем КТИ данного двигателя будет обеспечиваться требуемое управление по тяге и соотношению компонентов топлива. Однако в процессе доводки двигателя выяснилось, что автономные испытания РКД (на воде) не обеспечивают требуемую точность настройки РКД применительно к работе на штатном горючем (керосин РГ-1). Для более точной настройки потребовалось создание стенда на керосине. Последующие огневые испытания показали, что при автономной настройке РКД на штат 21 ном горючем для обеспечения требуемой точности управления требуется поднастройка двигателя либо по результатам КТИ, либо в процессе КТИ.
Более того выяснилось, что заложенный в конструкцию РКД принцип «невлияния при управлении каждым из параметров (R, Km) на значение другого» не удалось реализовать. При изменении тяги R (работает соответствующий привод РКД при неизменном положении другого привода) изменяется Km. Аналогичная ситуация при изменении Km. Для обеспечения задаваемых СУ значений R или Km при изменении режимов работы (в частности, при плавном дросселировании в диапазоне от R=1,0 до R=0,496 при Km=const) требуется включать в работу оба цифровых электрогидропривода РКД.
Для установления зависимостей, каким образом при изменении режи-хмов работы конкретного двигателя с РКД должно обеспечиваться взаимное функционирование приводов РКД востребованным оказалось проведение при КТИ на различных режимах дополнительной настройки на задаваемые СУ значения R и Km. С этой целью было использовано задействование внешних обратных электрических связей по расходам компонентов, поступающих на вход в двигатель.
Именно опыт использования данных связей для точной настройки двигателя в процессе огневого испытания послужил основой для решения задач, рассматриваемых в данной диссертации. Решение этих задач позволило упростить конструкцию двигателей: исключить РКД, следящие электрогидроприводы, сравнивающие устройства, мерный участок трубопровода (трубу Вентури), дроссели окислителя и цифровые электрогидроприводы к ним, существенно упростить трубопроводную обвязку двигателя (рис.2, выделены красным цветом).
Двигатель РД171М представляет собой модификацию двигателя РД171, отличающуюся от базового варианта упрощенной схемой регулирования и рядом мероприятий, направленных на повышение запасов работоспособности. Двигатель РД171М сохранил внешний интерфейс двигателя РД171, имеет идентичную эксплуатационную документацию, одинаковые характеристики запуска, основного режима и останова [14].
Разработанная конструкция двигателя РД171М (рис.4) позволяет применять его на первых ступенях РН «Зенит» для программ морского и наземного стартов без каких-либо изменений и доработок.
В конструкции двигателя РД171 в магистралях, подводящих жидкий кислород от двух выходов насоса окислителя к газогенераторам, установлены два дросселя, управление которыми осуществляется цифровыми электрогидроприводами. При разработке конструкции двигателя считалось, что данные дроссели должны обеспечивать надежное управление запуском двигателя и устойчивость работы газогенераторов при работе на низких режимах.
В процессе эксплуатации двигателя (при КТИ и ЛИ) отмечались случаи самопроизвольного подрабатывания приводов при повышенном уровне вибраций газогенераторов при запуске и на стационарном режиме. Было установлено, что приводы дросселей обладают повышенной «чувствительностью» к вибрациям в диапазоне частот 850-ь1000 Гц, вызываемыми пульсациями давления в газогенераторах [14, 15, 16, 17].
В процессе отработки экспериментальных образцов двигателя РД171М, в которых дроссели окислителя не использовались, было подтверждено, что запуск двигателя, его работа на всех предусматриваемых режимах («вырезка тяги», дросселирование, режим конечной ступени) характеризуется устойчивой работой всех агрегатов и систем. При этом обеспечивался заданный в ТЗ на двигатель закон изменения тяги при запуске и останове.
Определение индивидуальных коэффициентов в уравне ниях управления данным двигателем
На рис.7 представлен типичный полетный профиль изхменения тяги во времени при эксплуатации двигателей РД171, РД171М в составе РН «Зенит».
В процессе запуска двигатель выводится на режим номинальной тяги (R=1,0); работает на данном режиме до т = 100 с, далее - режим плавного дросселирования (24 с) до уровня R=0,73, переход на режим конечной ступени (2 с), работа на этом режиме до 140 с. В процессе работы двигателя СУ РН выдает (с тактом 0,033 с) команды на управляющие органы (регулятор и дроссель горючего) двигателя, обеспечивая указанные режимы.
В предыдущем разделе показано, каким образом в процессе первого огневого испытания двигателя определяются положения валов регулятора (otij) и дросселя (a2j), при которых обеспечиваются требуемые параметры задаваемого режима. Следует отметить, что эффективности работы регулятора ( aR акт ) и дросселя ( dR аКт да2 да2 ) различны для различных режимов работы двигателя. В этой связи операции в процессе огневого испытания, описанные в разделе 2.1, должны проводиться на не менее, чем трех стационарных режимах работы двигателя. Для двигателя РД171М достаточным оказалось использования при КТИ трех режимов: R=1,0; R=0,8; R=0,496.
Отличия схемы регулирования двигателя РД171М от двигателя РД171, рассмотренные ранее, также новая характеристика регулятора потребовали ввести частичные изменения в циклограмму запуска. Касались они только перекладок цифровых приводов в процессе запуска [23, 24]. При этом было необходимо сохранить в максимальной степени профили изменения расхода через регулятор и снижения перепада давления на дросселе горючего, которые были отработаны на двигателе РД171. Вообще, цифровые приводы могут обеспечить любой необходимый закон изменения расхода, но с тем, чтобы не усложнять алгоритм регулирования, были выбраны линейные законы изменения углов регулятора и дросселя. Установленные на регуляторе тяги и дросселе горючего цифровые привода за счет выдачи на них «жесткой» последовательности дискретных команд (описаны ниже) обеспечивают требуемый закон изменения тяги двигателя.
Для угла привода регулятора в процессе запуска алгоритмом регулирования предусмотрены 3 участка: aj яв М ч - (т. - 2,1) в интервале 2,1ч-2,6 с, cti = N + (т - 2,б) 1 0,4 v в интервале 2,6-ьЗ,0 с, \ p a-i = P -\ (T - 3,0) в интервале 3,0- 3,6 с, 0,6 где Mj= 177,953 - начальный угол установки регулятора, постоянный для всех двигателей, при котором обеспечивается за счет специальной настройки регулятора пусковой расход, равный 3 л/с (здесь и далее все расходы даны для проливочных характеристик на воде), N и Р — промежуточные точки, соответствующие расходам через регулятор 6,3 л/с и 9,5 л/с, аг - угол привода регулятора для режима R=0,95. Для угла дросселя - один участок перекладки: (Х2 = —— (т - 2,7), в интервале 2,7-ьЗ,2 с, где сс2о — угол привода дросселя для режима R=0,95. Такое задание углов позволило обеспечить изменение параметров двигателя РД171М в процессе запуска, достаточно близкое к предшествующей статистике двигателя РД171, и одновременно исключить влияние на запуск возможных различий в индивидуальных расходных характеристиках регулятора.
Давление горючего перед форсунками смесительной головки камеры полностью характеризует набор режима в процессе запуска двигателя. На рис. 9 представлены графики этого параметра, для двигателей РД171М (синий цвет) на фоне статистики двигателей РД171 (серый цвет).
При КТИ для снижения риска выхода на нерасчетные режимы работы в результате случайных отклонений в системе регулирования или двигателе алгоритм регулирования предусматривает следующие мероприятия.
На т= 10 с после запуска двигателя по фактически реализованным значениям уровня тяги R и соотношения компонентов Km с использованием среднестатистических величин коэффициентов K{j; определяющего измене / ниє уровня режима R от изменения угла привода регулятора аь и KQ , определяющего изменение Km от изменения угла привода дросселя горючего а2, проводится корректировка значений ai и а2.
При переходе на режим R=1,0 значение угла привода регулятора а і определяется системой управления с помощью коэффициента Кд и угла с і на режиме R=0,95.
Точная поднастройка на режиме R=1,0 и на всех последующих проводится по результатам измерений значений R и Km при последовательных перекладках регулятора и дросселя, в процессе которых определяются фактические значения Кд и KQ ДЛЯ ТОЧНОЙ поднастройки. Достоверность значения K(j подтверждается сравнением с расчетными значениями Kj mjn и Kj max ; диапазон контролируемых значений Km определяется по специальной методике. При переходе на режим R=0,80 значение угла привода регулятора oti определяется системой управления с помощью фактического коэффициента Kd для режима R=1,0 и угла а\ на режиме R=1,0; при переходе на режимы R=0,738 и R=0,496 значение угла привода регулятора «і определяется системой управления с помощью фактического коэффициента Kd для режима R=0,80 и угла ОІ\ на режиме R=0,80.
Угол а;2 последующего режима назначается равным конечному значению угла а2 на отработанном ранее режиме, ближайшем к данному по значению R . Так для режима R=1,0 начальный угол а2 равен конечному углу а2 на режиме R=0,95. Для режима R=0,80 угол а2 берется равным значению на режиме R=1,0.
По результатам испытания определяются индивидуальные коэффициенты системы регулирования.
Рассмотрим более подробно работу двигателя РД171М на режимах по алгоритму регулирования при КТИ.
На т=10,0 с измеряются массовые расходы компонентов и проводится корректировка по среднестатистическим коэффициентам Кд и KG ЙІ0І; іііГі; гіі0і+гііГі =m
На т=16,0 с вновь измеряются массовые расходы и с помощью коэффициента усиления двигателя Kd двигатель выводится на режим R=1,0. mo2;mr2;m02 +mr2 =mE2 mE. m0 т ном mr2 1,0-R2 Aax = d Привод регулятора устанавливается в новое положение, привод дросселя остается в положении, рассчитанным для режима R=0,95 «ІЗ =ai2 +Aai2 «23=«22 На т=20,0 с измеряются массовые расходы, определяется эффектив 5R акт ность работы регулятора ( , ) для режима R=1,0 и с помощью ко эффициента эффективности двигателя KQ1 проводится одновременно корректировка режима по соотношению компонентов Km и перекладка привода дросселя на заранее определенный угол, при котором Km=Km ном - 0,07 Km
Корректировка настройки по плотности горючего
Приемо-сдаточные (контрольно-технологические) испытания проводятся при температурах компонентов, которые могут существенно отличаться от температур в полете, что будет влиять на точность обеспечения требуемых значений тяги и соотношения компонентов. Изменения данных параметров в зависимости от изменения температур окислителя (t0 і) и горючего (tr і) могут быть представлены уравнениями: ARt= —At0+-—Atr; OIQ Cap AKmt = -z— At0 + —— Atr ot0 otr Поскольку влияние температур компонентов должно проявляться одинаковым образом для всех двигателей данной конструкции для определения „,8R 5R акт акт, передаточных функции ( , , , ) достаточным является dtQ dtr dtQ dtr проведение в процессе доводки двух испытаний двигателя.
Исходными данными при этом являются значения температур окислителя (t0 і) и горючего (tr і) на входе в двигатель и углового положения валов приводов регулятора (a,i t) и дросселя горючего (a2 j), при которых в процессе КТИ на соответствующих режимах тяги обеспечивалось номинальное значение соотношения компонентов.
Далее, на данном доводочном двигателе проводятся два испытания, отличающихся от КТИ температурами компонентов: t0 2, tr 2 и t0 3, tr 3- В каждом из испытаний двигатель выводится на режимы, которые определяются углами приводов регулятора и дросселя горючего, идентичными углам при КТИ. По результатам испытаний на каждом из режимов определяются значения ARf = R - R кти и AKmt= Km - Km ном , где R и Km - соответственно значения уровня тяги и соотношения расходов компонентов, фиксируемые на различных режимах после КТИ. По результатам обработки для каждого из режимов определяются:
По дискретным значениям этих коэффициентов на различных режимах определяются полиномиальные зависимости от уровня тяги двигателя: Pi(R) = ZEi-Ri; P2(R) = ZFi-Ri; і і P3(R) = ZGi-Ri; p4(R) = ZHi-Ri, где і =0, 1, 2; Ej, Fj, Gj, Hj - коэффициенты аппроксимации, принимаемые постоянными для данного типа двигателя [18, 19, 20, 36, 39, 40, 41]. При известных значениях Pi, Р2, Рз $4 корректировка уровней режима по тяге R и соотношению компонентов Km по температурам компонентов определяется по формулам: AR PiCIO-Ato+PzW-Atr; AKmt= Рз (R)- At0 + р4 (R Atr. Далее, по определенным ранее коэффициентам m, n, s, р находятся поправки на положения приводов на каждом из режимов: A(Xi t = m-ARt + S AKm ; Aa21 = n-ARt + p-AKmt. По известным значениям температур компонентов to кти и tr кти и соответственно At0 ном = to КТИ - to „ом Atr ном = tr КТИ tr „ом ОПрЄДЄ ляются значения ДСХі . И АЩ t и новые положения приводов при но минальных значениях температур окислителя и горючего: al = alKTM-A(XltHOM a2 = a2 кти" Aa2t ном-Данные значения CLi и CLj должны использоваться для получения полиномиальных зависимостей CXj(R) и 0t2(R) при Km= Km ном, to = to „0м? tr = tp ном при последующих испытаниях на данном горючем.
Определение температурных зависимостей для двигателя РД180 (Pi, Р2, Рз Р4) было проведено на двигателе №8А, который прошел первые 3 испытания на штатном керосине RP-1.
Первое испытание было проведено по программе КТИ на режимах, соответствующих значениям R: 0,74; 0,89; 1,0; 0,61; 0,47 (рис.29) при температурах компонентов на входе в двигатель: кислород - минус 182,9С; керосин RP-1 - минус 4,4С. Результаты КТИ двигателя №8А представлены на рис.30. %R 100 80 60 4 40 4 ЗО 20 4 10 пЛ
Второе испытание было при температуре компонентов на входе в двигатель: кислород - минус 183,0С; керосин RP-1 - минус 7,3С. Регулятор и дроссель установились на те же углы, при которых обеспечивались указанные выше режимы при Km = Km ном на 1-ом испытании.
Третье испытание проводилось при температурах компонентов на входе в двигатель: кислород - минус 170,1 С; керосин RP-1 - минус 11,8С. Регулятор и дроссель установились на те же углы.
КТИ двигателя РД180 №8А. По результатам испытаний двигателей РД180 применительно к ним получены следующие выражения для полиномов, определяющих температурные поправки в случае использования горючего Т-6 (рис.31 - 34): Рх = 3,5143 -Ю-4-1,4712 -10 3R- 8,111 -lO R2; Р2 = 6,753 1(Г5 -1,839 КГ4 R + 9,109 10 5 R2; Рз = -3,38 10 2 +2,842 -10"2R-1,33- 10"2R2; Р4 = 6,565 КГ3 - 5,952 10 3 R + 2,295 1(Г3 R2. При известных значениях Pi, Р2, Рз, Р4 корректировка уровней режима по тяге R и соотношению компонентов Km по температурам компонентов определяется по формулам: AKmt=P3(R At0 +p4(R Atr. Далее, по определенным ранее коэффициентам m, n, s, р находятся поправки на положения приводов на каждом из режимов: Ad] t = m,ARt + s-AKmt; Аа21 = n-ARt + p-AKmt. По известным значениям температур компонентов to кти и tr кти и соответственно AtQ ном = tG кти - to ном » &&г ном = tr кти - tr ном опреде ляются значения AGCi t и ACLj t и новые положения приводов при но минальных значениях температур окислителя и горючего: а1 = а1кти-АаЧном а2 = а2 кти" Act2tном-Данные значения CLi и а,2 должны использоваться для получения полиномиальных зависимостей Oti(R) и CX2(R) при Km= Km ном, to = to ІШм tr = tr ном ПРИ последующих испытаниях на данном горючем.
Обоснование выбора циклограммы КТИ для определения индивидуальных коэффициентов при задействовании трехпозиционного клапана окислителя
Двигатель РД191 должен работать в широком диапазоне режимов 105-30%. Из-за.проявления низкочастотных колебаний (4 Гц) параметров на режимах менее 38% востребованным оказалось введение в конструкцию трехпозиционного клапана окислителя, который должен прикрываться на низких режимах, увеличивая гидросопротивление по тракту окислителя. В результате повышается режим работы ТНА и газогенератора, приводящий к снижению амплитуд НЧ-колебаний.
Для обеспечения эффективного управления трехпозиционным клапаном схема двигателя (рис. 46) была доработана (рис. 47).
Схема взаимодействия агрегатов двигателя с введением трехпозиционного клапана окислителя имеет вид представленный на рис.48.
Управление открытием трехпозиционного клапана на запуске осуществляется по «старой» (без трехпозиционного клапана) схеме через ЭПК ВГО (линия УГО). В дальнейшем при наборе тяги давление из линии УГО через ЭПК ВГО сбрасывается и, при работе двигателя, клапан удерживается в открытом положении давлением окислителя.
Для этого через ЭПК ВРГ (линия УС01) на трехпозиционный клапан подается давление, перемещающее его шток в среднее положение.
При переходе двигателя на режим более 38%, давление из линии УСУ1, через ЭПК ВРГ, сбрасывается и трехпозиционный клапан окислителя переводится в открытое положение давлением перекачиваемого окислителя.
В схеме без трехпозиционного клапана клапан ЭПК ВРГ использовался для дополнительной фиксации разделительного клапана горючего в открытом положении путем подвода к нему высокого давления. Для сохранения дополнительной фиксации разделительного клапана горючего в открытом положении, в схеме с трехпозиционным клапаном окислителя, на магистраль ЭПК ВРГ был установлен клапан 00.1723.0442.0100.00.0, обеспечивающий разделение магистрали ЭПК ВРГ на две линии: УРГ и УСУ1. Конструкция клапана обеспечивает фиксацию затвора разделительного клапана горючего на протяжении всей работы двигателя (линия УРГ находится под давлением). Сброс давления из магистрали УРГ осуществляется подачей давления в клапан 00.1723.0442.0100.00.0 через ЭПК вед. Данная схема управления трехпозиционным клапаном окислителя полностью реализована на двигателе РД191 №Д008/1. Фактически разработчики логики управления столкнулись с ситуацией наличия двух гидравлических систем в одной конструкции.
Целью данного испытания, среди прочих, была оценка величины поправки, которую необходимо ввести на привод дросселя горючего после выхода двигателя на режим 38% по тяге, для обеспечения Кшном =2,75. Поэтому регулирование двигателя №Д006/2 при огневом испытании №082 проводилась не по полиномиальным уравнениям, а по «жесткой» программе (в виде набора кодов для приводов регулятора и дросселя на каждом режиме).
Как видно из рис.49, при перенастройке двигателя с номинального режима (100% ) на режим КСТ (38%) регулятором расхода, в положение соответствующее прикрытому трехпозиционному клапану окислителя, наблюдается рост величины соотношения компонентов Km с 2,7 до 3,1. Это опасно несанкционированным ростом температуры за турбиной и в камере и возможностью аварийного исхода испытания.
При достижении значения тяги R=0,38 на привод дросселя была подана дополнительная команда - поправка в виде числа кодов перекладки привода дросселя, компенсирующая рост Km. Как видно из рисунка, после введения поправки на привод дросселя соотношение компонентов Кпг=2,82.
По результатам статистики доводочных испытаний, набранной при огневых испытаниях двигателей №№Д006/1, Д006/2, Д005/3, Д007, Д007/1, Д008, было определено значение поправки - единичной функции и выбрано ее среднее значение.
В качестве примера задействования трехпозиционного клапана окислителя при работе двигателя показано огневое испытание двигателя РД191 проведенное по циклограмме центрального блока РН «Ангара 5» (огневое испытание №095 двигателя №Д008/1) (см. рис.50).
С введением трехпозиционного клапана уравнения управления двигателем имееют вид: 1) На участках циклограммы, где трехпозиционный клапан окислителя полностью открыт, регулирования двигателя осуществляется по следующим уравнениям: Циклограмма огневого испытания двигателя РД191 №Д008/1 по программе центрального блока РН «Ангара 5» 2) на участках циклограммы, где трехпозиционный клапан окислителя прикрыт, регулирование двигателя осуществляется по следующим уравнениям : Nl " ZAiR +(AKm-AKmt)- XCjR i=0 i=0 N2= XBiR +(AKm-AKmt)- XDjR +ANj Регулирование двигателя по уравнениям с введением поправки на привод дросселя проведено при огневом испытании двигателя №Д008/1 (см. рис.51).
