Уфимский государственный авиационный технический университет, Уфа, Россия МЕТОДИКА РАСЧЕТА ГИДРОСИСТЕМ ГАШЕНИЯ И ПОВТОРНОГО ЗАПУСКА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВАСоставление любой методики расчета и рационального выбора параметров системы управления двигательной установки включает в себя несколько этапов, одним из которых является переход от математических моделей, пред-ставленных в размерном виде, к моделям с использованием безразмерных переменных. Исследование на ЭВМ мате-матической модели комбинированной системы автоматического регулирования в безразмерном виде позволяет полу-чить удовлетворительное с точки зрения лица, принимающего решения, качество переходного процесса путем варьи-рования параметров регуляторов и выбора диапазона их рациональных значений и соотношений. В статье представлены модели подсистем регулирования давления и количества впрыска жидкого хладагента в камеру сгорания с использованием безразмерных переменных и полученные в ходе проведенного анализа графики переходных процес-сов системы при использовании эмпирического метода подбора искомых параметров регуляторов. Результатом боль-шого числа машинных экспериментов при целенаправленном поиске удовлетворения системы управления основным критериям качества явилась таблица значений критериев качества системы регулирования. В таблице представлен диапазон параметров исполнительных устройств системы регулирования ракетного двигателя твердого топлива, в ко-тором образуется область автономности качества переходных процессов одного регулятора от качества работы друго-го регулятора при ранее заданных постоянных исходных параметрах регуляторов.Ключевые слова: ракетный двигатель твердого топлива, жидкий хладагент, подсистема, комбинированная сис-тема управления гашением, безразмерные параметры, струйная гидравлическая рулевая машина, регулятор расхода. A.B. Bachurin, E.V. Strelnikov, V.A. TselischevUfa State Aviation Technical University, Ufa, Russian Federation METHODOLOGY FOR CALCULATING HYDROSYSTEMS OF STOPPING AND RESTARTING SOLID ROCKET MOTORThe compilation of any calculation methodology and rational choice of the parameters of the control system of the propulsion system includes several stages, one of which is the transition from mathematical models presented in dimensional form to models using dimensionless variables. A computer study of a mathematical model of a combined automatic control system in a dimensionless form makes it possible to obtain a satisfactory quality of the transient process from the point of view of the person making the decision by varying the parameters of the regulators and choosing a range of their rational values and ratios. The article presents models of subsystems for regulating the pressure and amount of injection of liquid refrigerant into the combustion chamber using dimensionless variables and obtained during the analysis of the graphs of the transient processes of the system using an empirical method of selecting the desired parameters of the regulators. The result of a large number of computer experiments w...
Modern rocket propulsion system is a dynamic system with a set of inter- connected links Modern controlled propulsion system, ensuring in the pro- cess of its operation on the aircraft receiving the given basic characteristics. Main propulsion controlled variable serving as controlled object is second mass flow of gases through the nozzle. Regulating influence area is man- aged throttle hydraulic adjusting the surface area of solid fuel combustion by draining the channel charge. Currently achieved level of development of computer technology allows to simulate the behavior of the object and its management systems. This helps improve the design quality and reduce de- bugging time hydroelectric generators.
В рамках решения современной проблемы серийного использования твердотопливных двигательных установок в космической отрасли, связанной с ограниченными возможностями глу-бокого регулирования модуля тяги и многократного включения-выключения установки, предлага-ется внедрение комбинированной системы управления. В статье приводится схема регулируе-мой ракетной двигательной установки, оснащенной трехконтурной электрогидравлической сис-темой управления, включающей в себя способы изменения: площади поверхности горения твердого топлива S, площади критического сечения сопла F кр и дополнительно вводимой в каме-ру сгорания массы хладагента m f . Выполнен анализ переходных процессов в ракетном двигателе твердого топлива при отдельном и комбинированном использовании подсистем регулирования, отвечающих за гашение и подготовку двигателя к повторному запуску. По результатам расчета видно, что необходимая величина внутрикамерного давления, скорости горения устанавливается через 0,05 с при расходе хладагента 3,4·10 -4 м 3 /с. В соответствии с программой управления на впрыск при достижении необходимого внутрикамерного давления система перестраивает режим на менее интенсивный, и через 0,1 с устанавливается заданный расход. В случае падения дав-ления ниже необходимого с помощью рулевой машины оно стабилизируется через 0,2 с без пе-ререгулирования и поддерживается на заданном уровне, позволяющем сократить время повтор-ного запуска, при этом диапазоны изменения критериев качества работы регуляторов системы управления не зависят друг от друга.Ключевые слова: ракетный двигатель твердого топлива, хладагент, комбинированная система управления гашением, динамическая модель, рулевая машина, регулятор расхода, тяга.
scite is a Brooklyn-based organization that helps researchers better discover and understand research articles through Smart Citations–citations that display the context of the citation and describe whether the article provides supporting or contrasting evidence. scite is used by students and researchers from around the world and is funded in part by the National Science Foundation and the National Institute on Drug Abuse of the National Institutes of Health.
customersupport@researchsolutions.com
10624 S. Eastern Ave., Ste. A-614
Henderson, NV 89052, USA
Copyright © 2024 scite LLC. All rights reserved.
Made with 💙 for researchers
Part of the Research Solutions Family.