Process Modeling in Electro-Hydraulic Control System for Stopping and Restarting Solid Rocket Motor

Abstract

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.