- •Оглавление
- •Предисловие к тому
- •Список используемых сокращений
- •Раздел 1. ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА
- •Глава 1.1 Время и системы координат
- •1.1.1. Время
- •1.1.2. Системы координат
- •1.1.3. Преобразования между системами координат
- •Глава 1.2. Солнечная система
- •1.2.1. Солнце
- •1.2.2. Планеты
- •1.2.3. Спутники и кольца планет
- •1.2.4. Астероиды и карликовые планеты
- •1.2.5. Объекты пояса Койпера. Кометы
- •Глава 1.3. Физические особенности Земли
- •1.3.1. Гравитационное поле и фигура Земли
- •1.3.2. Атмосфера Земли
- •1.3.3. Магнитное поле Земли
- •1.3.4. Корпускулярная радиация в околоземном космическом пространстве
- •1.3.5. Космический мусор и его характеристики
- •Раздел 2. МЕХАНИКА ПОЛЕТА
- •2.1.1. Способы выведения космических аппаратов на орбиту
- •Глава 2.2. Орбитальное движение
- •2.2.1. Невозмущенное орбитальное движение
- •2.2.1.1. Задача двух тел
- •2.2.1.2. Интегралы и уравнение Кеплера
- •2.2.1.3. Орбитальные элементы
- •2.2.1.4. Определение орбит в задаче двух тел
- •2.2.2. Возмущенное орбитальное движение
- •2.2.2.2. Влияние сжатия и атмосферы Земли на движение ИСЗ
- •2.2.2.3. Баллистические модели движения ИСЗ
- •2.2.4. Баллистические условия полета КА
- •2.2.5. Особые орбиты искусственных спутников Земли
- •2.2.5.1. Геостационарные орбиты
- •2.2.5.6. Критическое наклонение и орбиты типа «Молния»
- •Глава 2.3. Межорбитальные перелеты космических аппаратов
- •2.3.1. Понятие космического перелета. Перелет с конечной тягой, импульсный перелет
- •2.3.2. Реактивная сила. Формула Циолковского
- •2.3.4. Необходимые условия оптимальности перелета
- •2.3.5. Случай центрального ньютоновского гравитационного поля
- •2.3.6. Некоторые импульсные перелеты
- •2.3.7. Перелеты между околокруговыми орбитами
- •2.3.8. Оптимальные перелеты с конечной тягой
- •2.4.1. Управление геостационарной орбитой
- •2.4.2. Поддержание высокоэллиптических орбит
- •2.4.3. Поддержание высотного профиля полета Международной космической станции
- •2.4.4. Поддержание солнечной синхронности круговой орбиты
- •2.4.5. Поддержание стабильности местного времени прохождения восходящего узла круговой ССО
- •2.4.6. Управление высотой и трассой низкой круговой орбиты
- •2.4.7. Разведение спутников на круговой орбите
- •Глава 2.5. Спутниковые системы
- •2.5.1. Спутниковые системы и их баллистическое проектирование
- •2.5.2. Спутниковые системы непрерывного зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.2.1. Спутниковые системы на основе полос непрерывного обзора
- •2.5.2.2. Кинематически правильные спутниковые системы
- •2.5.3. Спутниковые системы периодического зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.3.1. Предпосылки создания современной теории периодического обзора
- •2.5.3.2. Регулярные спутниковые системы
- •2.5.3.3. Элементы маршрутной теории оптимизации спутниковых систем периодического обзора
- •2.5.3.4. Некоторые закономерности оптимальных решений
- •2.5.4. Спутниковые системы непрерывного локального обзора на эллиптических орбитах
- •2.5.5. Управление спутниковыми системами на круговых орбитах
- •Глава 2.6. Лунные и межпланетные траектории
- •2.6.1. Лунные траектории космических аппаратов
- •2.6.2. Траектории полета к планетам, астероидам, кометам
- •Глава 3.1. Типы (классификация) аэродинамических компоновок
- •3.1.3. Многоблочные компоновки с продольным разделением ступеней
- •3.1.4. Многоблочные компоновки с продольным делением ступеней и навесными полезными грузами
- •3.1.5. Выступающие и отделяемые элементы конструкции
- •3.3.1. Экспериментальные методы исследований
- •3.3.3. Аналоговые испытания
- •3.3.4. Численные методы расчета аэродинамических характеристик ракет
- •3.4.1. Ветровое воздействие на ракету при старте и транспортировании. Влияние стартовых сооружений и транспортировочных агрегатов
- •3.4.2. Ветровые нагрузки вблизи земли
- •3.4.3. Местные нагрузки при обтекании стационарным потоком
- •3.4.4. Распределенные аэродинамические нагрузки
- •3.4.5. Статическая устойчивость
- •3.4.6. Аэродинамические характеристики стабилизирующих устройств
- •3.4.8. Разделение ступеней ракет
- •3.4.9. Круговые аэродинамические характеристики тел вращения
- •3.4.11. Аэродинамическое воздействие на полезный груз в процессе отделения створок головных обтекателей
- •3.4.12. Аэродинамика отделяемых ступеней и элементов конструкции. Зоны падения (отчуждения)
- •3.5.3. Влияние струй двигателей на аэродинамические характеристики
- •3.5.4. Аэродинамическое нагружение выступающих элементов конструкции. Методы снижения нагрузок
- •3.5.5. Аэродинамические характеристики блоков многоблочных ракет в процессе их отделения
- •3.6.4. Дренирование элементов конструкции
- •3.6.5. Авиационное транспортирование
- •Глава 3.7. Термостатирование отсеков ракет при наземной подготовке
- •3.7.1. Задачи термостатирования. Ограничения. Методы решения
- •3.8.2. Классификация пусковых установок по их конструктивным схемам
- •3.8.4. Особенности тепловых процессов при старте
- •Глава 3.10. Собственная атмосфера космических аппаратов и ее влияние на функционирование приборов и систем
- •3.10.1. Экспериментальные исследования собственной внешней атмосферы космических аппаратов и станций
- •3.10.2. Особенности изменения давления в негерметичных отсеках геостационарных спутников
- •Глава 3.11. Загрязнение поверхностей космических аппаратов и методы его уменьшения
- •3.11.1. Источники загрязнения космических аппаратов
- •Глава 3.12. Аэрогазодинамика спускаемых аппаратов
- •3.13.2. Метеороиды
- •3.13.3. Космический мусор
- •3.13.4. Расчет вероятности непробоя КА метеороидами и техногенными частицами
- •3.13.5. Воздействия микрометеороидов и техногенных частиц на поверхность космического аппарата
- •3.14.2. Акустика и пульсации давления при старте ракет
- •3.14.3. Аэроакустические воздействия на ракеты в полете
- •3.14.4. Акустические воздействия на космические аппараты при наземной подготовке и в полете
- •4.2.1. Цели классификации
- •4.2.3. Систематическая классификация
- •Глава 4.3. Создание космических комплексов
- •4.3.2. Принципы обеспечения качества и надежности
- •4.3.3. Порядок создания космических комплексов
- •5.1.1. Теоретические основы проектирования летательных аппаратов
- •5.2.2. Схема многоуровневого исследования модернизации ракетного комплекса. Состав задач и математические модели
- •5.2.4. Задача оптимизации параметров модификаций ЛА. Математическая модель
- •5.2.6. Исследование эффективности модернизации РК
- •5.2.7. Анализ модификации ЛА с РДТТ при наличии неконтролируемых факторов
- •5.3.3. Проектирование топливных баков
- •5.3.4. Цилиндрические оболочки
- •Глава 5.5. Модели и методы исследования устойчивости и управляемости баллистических ракет
- •5.5.3. Исследование устойчивости продольных колебаний БР
- •Раздел 6. СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
- •Глава 6.1. Общая концепция
- •6.2.3 Ракеты носители «Циклон», «Зенит», «Зенит 3 SL»
- •6.3.3. МТКС «Спейс Шаттл»
- •Глава 6.4. Разгонные блоки
- •6.4.1. Разгонные блоки типа ДМ
- •6.4.2. Разгонные блоки типа «Бриз»
- •6.4.3. Разгонные блоки типа «Фрегат»
- •Глава 7.1. Жидкостные ракетные двигатели
- •7.1.1. Принципиальная схема ЖРД
- •7.1.3.1. Запуск
- •7.1.3.2. Работа ЖРД в полете
- •7.1.3.3. Автоматика ЖРД
- •7.1.3.4. Обеспечение устойчивой работы
- •7.1.4. Камера
- •7.1.4.1. Газодинамический расчет
- •7.1.4.2. Профилирование камеры
- •7.1.4.3. Тепловой расчет камеры
- •7.1.4.4. Конструирование камеры
- •7.1.4.5. Изготовление камеры
- •7.1.5. Газогенератор
- •Глава 7.2. Стендовые испытания двигательных установок
- •7.2.1. Задача отработки
- •7.2.2. Методика экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок
- •7.2.4. Комплексные испытания пневмогидравлических систем и двигательных установок
- •Глава 8.1. Системы управления средств выведения
- •8.1.1. Назначение и область применения системы управления средств выведения
- •8.1.3. Функциональная структура и приборный состав систем управления средств выведения
- •8.1.4. Бортовой вычислительный комплекс и взаимодействие смежных систем
- •8.1.5. Навигация и наведение. Терминальное управление
- •8.1.6. Точность управления выведением полезного груза
- •8.1.7. Этапы развития систем управления средств выведения
- •8.1.9. Надежность и стойкость систем управления к помехам
- •8.1.10. Организация и обработка потоков информации о работе систем управления
- •8.1.11. Тенденция развития систем управления средств выведения
- •8.2.1. Бортовая аппаратура системы управления
- •8.2.2. Бортовое программное обеспечение
- •8.2.4. Наземная аппаратура системы управления
- •Глава 8.3. Системы разделения
- •8.3.1. Требования к системам разделения
- •8.3.2. Основные типы систем разделения
- •8.3.3. Исполнительные элементы систем разделения
- •8.3.4. Силы, действующие на разделяемые тела
- •8.3.5. Расчет систем разделения
- •8.3.6. Экспериментальная отработка систем разделения
- •8.3.7. Расчет надежности
- •8.5.1. Система одновременного опорожнения баков
- •8.5.2. Потребное давление наддува баков
- •Глава 8.6. Управление двигательной установкой
- •Глава 8.7. Исполнительные органы
- •Глава 8.8. Исполнительные приводы систем управления
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
918 |
Глава 8.8. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ПРИВОДЫ СУ |
|
|
Глава 8.8
ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ПРИВОДЫ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ
Приводные устройства являются испол нительными элементами СУ космических РБ (КРБ) и РН и применяются для управления:
положением (качания) маршевых двига телей в целях изменения направления вектора тяги КРБ или РН;
режимами работы этих двигателей в це лях изменения величины вектора тяги.
Приводные устройства преобразуют мало мощные электрические управляющие сигналы в поступательное или вращательное перемеще ние выходных звеньев, связанных с управляю щими органами ракетного двигателя.
В первом случае приводные устройства называют рулевыми машинами или рулевыми приводами, а во втором случае — приводами автоматики.
Рулевыми машинами (РМ) принято назы вать электрогидравлические приводы, не имеющие внутренней обратной связи от вы ходного звена (штока или вала) к золотнику. Для обеспечения позиционирования выходно го звена по командам СУ РМ должна быть ох вачена электрической обратной связью через внешний электронный блок. РМ применяют для качания ракетных двигателей КРБ, что связано с относительно малой мощностью на грузки со стороны двигателя (до 300 Вт). Если РМ имеет собственное гидравлическое пита ние от системы электродвигатель–насос, вхо дящей в состав РМ, то она называется авто номной, если несколько РМ питаются от об щего источника гидропитания, то централизо ванной. Энергия для питания электродвигате лей постоянного тока автономных РМ посту пает от бортовых батарей.
Рулевые приводы (РП) — электрогидравли ческие агрегаты с внутренней механической об ратной связью от штока к золотнику, что по зволяет им обеспечить позиционирование вы ходного звена по командам СУ. РП применяют для качания маршевых двигателей нижних сту пеней РН, отличающихся большой мощностью нагрузки со стороны двигателя (аэродинамиче ский момент, момент дебаланса и т.д.).
Гидравлическое питание РП обычно осу ществляют централизовано от внешнего ис точника, который использует энергию рабо тающего ракетного двигателя. Если на ступени РН находятся несколько двигателей или дви
гатель многокамерный, то группа РП вместе с источником гидравлического питания и соеди нительными трубопроводами образуют систе4 му РП (СРП).
Приводами автоматики (ПА) называют электрогидравлические или электромеханические агрегаты небольшой мощности с вращательным движением выходного вала, который связан с ва лом дросселя или регулятора ЖРД. Гидравличе ское питание ПА осуществляют от внешнего ис точника, использующего энергию работающего ракетного двигателя. Группа ПА вместе со стаби лизатором давления, переключающим клапаном и магистралями подключения к двигателю обра зуют ПА (СПА).
машины. История создания оте х РМ берет свое начало с изучения материальной части трофейных немецких ра кет «Фау 2». В центре внимания разработчи ков приводов оказалась РМ, разработанная фирмой «Аскания». В короткие сроки была разработана конструкторская документация и изготовлены опытные образцы РМ на отечест венной элементной базе. Начало использова ния РМ собственного производства на первых отечественных ракетах Р1, Р2 было положено в начале 50 х годов прошлого века. Первые РМ были вращательного типа с кривошип но шатунным силовым механизмом. Более широкое распространение получили РМ с по ступательным перемещением штока. Принци пиальная схема РМ представлена на рис. 8.8.1.
Основные элементы РМ:
электрогидравлический усилитель (ЭГУ), включающий в себя узел управления и золот никовый гидроусилитель; узел управления состоит из электромеханического преобразо вателя (поляризованного реле) 1, коромысла 2 и плоской пружины 3; золотниковый гид роусилитель представляет собой пару золот никовых плунжеров 4, соединенных с коро мыслом 2, и пару полых гильз 5; электрона сосный агрегат, состоящий из электродвига теля постоянного тока 7 и трехшестеренного насоса 6; предохранительные клапаны 8 для защиты электродвигателя от перегрузок; си
ловой механизм (цилиндр |
поршень 10, |
шток 11); потенциометр |
связи 13, |
связанный со штоком; трубопроводы 12 свя зи ЭГУ с силовым механизмом
Особенность схемы состоит в том, что зо лотниковые плунжеры 4 находятся внутри гильз 5, одновременно являющихся полыми осями шестерен насоса 6, чем снимается сухое
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
Глава 8.8. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ПРИВОДЫ СУ |
919 |
|
|
Рис. 8.8.1. Рулевая машина:
1 — электромеханический преобразователь; 2 — коромысло; 3 — плоская пружина; 4 — золотнико вые плунжеры; 5 — гильзы; 6 — трехшестеренный насос; 7 — электродвигатель; 8 — предо тельный клапан; 9 — силовой гидроцилиндр; 10 — поршень; 11 — шток; 12 — трубопровод; 13
потенциометр обратной связи
трение в паре плунжер–гильза, что обеспечи |
Цифровые приводы. Начиная с 1963 г. в |
вает высокую чувствительность РМ. Замыка |
Центральном конструкторском бюро экспе |
ние РМ электрической обратной связью через |
риментального машиностроения, ныне |
потенциометр 13 дает возможность позицио |
РКК «Энергия», велись работы по созда |
нирования перемещения выходного звена с |
нию электрогидравлических РП, предназна |
точностью (10…15) %. |
ченных для работы в системе стабилизации |
Достоинство РМ — простота конструк |
ракет с бортовыми вычислительными ма |
ции, удобство в эксплуатации, высокая надеж |
шинами, которые обладают универсально |
ность в работе, возможность эксплуатации в |
стью, высокой точностью и быстродействи |
условиях дальнего космоса. Все это позволило |
ем. Однако необходимость в логическом |
РМ стать практически незаменимой в косми |
преобразовании информации, которой ма |
ческих РБ разного назначения. |
шина обменивается с управляемыми систе |
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
920 |
Глава 8.8. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ПРИВОДЫ СУ |
|
|
мами аналогового типа, приводит к потере точности.
Данные обстоятельства привели к попыт кам создать исполнительные устройства, кото рые требовали бы минимальных преобразова ний сигналов, формируемых вычислительной машиной, и одновременно были способны их отработать без потери точности. Такими уст ройствами стали дискретные приводы — шаго вые и цифровые. У шагового привода каждому из входных сигналов (импульсов) соответству ет определенное перемещение (шаг) выходно го элемента, и конец каждого перемещения
является началом отсчета |
последующего. |
В этом случае любое |
положение на |
выходе определяет не |
количество по |
данных импульсов, но и положение выходного элемента до начала подачи импульсов.
Таким образом, выходной элемент шаго вого привода принимает дискретные положе ния с интервалом в один шаг, а суммарная по грешность в установившемся состоянии не превышает величины одного шага.
Цифровой привод воспринимает сигналы в виде n разрядного параллельного двоичного кода и преобразует их в дискретные положе ния выходного элемента. Величина интервала между двумя ближайшими положениями вы ходного элемента соответствует минимально возможному приращению сигнала (единице младшего разряда входного двоичного числа)
иопределяет разрешающую способность (шаг) привода. Погрешность в установившемся со стоянии также обычно не превышает одного шага, а его величину определяет количество разрядов входного сигнала.
Наиболее значительный вклад в разработку
ивнедрение цифровых электрогидравлических приводов в отечественной ракетной технике сделан в 1975–1985 гг., когда все без исключе ния приводы маршевых двигателей сверхмощ ной РН «Энергия» были реализованы в виде цифровых электрогидравлических приводов.
Всего на РН «Энергия» было установлено 40 РП (32 на первой ступени и 8 на второй) и 16 электрогидравлических ПА двигателей пер вой ступени.
Вкачестве рабочего тела для РП и ПА первой ступени РН использовалось углеводо родное горючее, отбираемое от ракетного дви гателя при его работе. Гидравлическое ние РП второй ступени осуществлялось специального агрегата гидравлического
ния (АГП), в котором расход рабочей жидко
сти создавала система турбопривод–насос за счет отбора газообразного водорода, сопутст вующего работе двигателей второй ступени.
Цифроаналоговый преобразователь — осно, ва цифрового привода. В электрогидравлических приводах для РН «Энергия» в качестве первого каскада усиления применялся семиразрядный электрогидромеханический цифроаналоговый преобразователь (ЦАП) относительно малой мощности, а в последующих каскадах усиле ния — обычные золотниковые гидравлические усилители.
ЦАП был разработан как самостоятель ная сборочная единица и входил в состав при водных устройств РН «Энергия» как унифици рованное изделие. Принципиальная схема ЦАП представлена на рис. 8.8.2.
ЦАП представляет собой электрогидроме ханическое устройство, выполненное в виде се ми одинаковых двухкаскадных ЭГУ 1 (разряд ные ЭГУ), и механизма суммирования 2. Схема разрядного ЭГУ вынесена на этом же рисунке отдельно. Электрическая часть разрядного ЭГУ состоит из магнитоэлектрического преобразо вателя МПС 211, а гидравлическая часть вы полнена по схеме сопло–заслонка с переклю чающим золотником, выход которого связан с разрядной камерой механизма суммирования. Линии нагнетания и слива разрядного ЭГУ со единены с соответствующими магистралями ЦАП. Механизм суммирования выполнен в ви де гильзы с подводящими каналами, внутри ко торой расположена цепочка из семи двоич но взвешенных по относительным ходам и взаимосвязанных плавающих разрядных порш ней 3, ход младшего разряда составляет 0,1 мм. ЦАП имеет два выходных элемента (штока): рабочий 4 и обратной связи 5. Плавающий раз рядный поршень младшего разряда взаимодей ствует с рабочим штоком, а поршень старше го — со штоком обратной связи.
Во время работы ЦАП на его рабочий шток со стороны золотника привода, в котором установлен ЦАП, действует постоянная поджи мающая сила. Шток обратной связи 5 при рабо те ЦАП всегда находится в поджатом состоя нии, благодаря действию сил от пары толкате лей 6, что исключает люфты при движении це почки разрядных поршней. Магистрали нагне тания и слива ЦАП связаны через стыковочную плоскость с соответствующими магистралями привода, на который устанавливают ЦАП.
Применение поляризованного магнито электрического преобразователя МПС 211 и
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
Глава 8.8. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ПРИВОДЫ СУ |
921 |
|
|
Рис. 8.8.2. Цифроаналоговый преобра зователь:
1 — разрядный электрогидравлический усилитель; 2 — механизм суммирова ния; 3 — разрядный поршень; 4 — ра бочий шток; 5 — шток обратной связи; 6 — толкатели
двухкаскадного ЭГУ сопло–заслонка позволи ло обеспечить высокое быстродействие ЦАП — время срабатывания любого разряда не более 6 мс. Магнитоэлектрический преоб разователь разработан специально для исполь зования в ЦАП и, с учетом утраивания кана лов СУ, имеет три гальванически развязанных обмотки управления, обеспечивающих голосо вание по схеме «два из трех» при отказе управ ляющих каналов СУ.
Основные технические характеристики ЦАП
Командный сигнал . . . . . . . . . . Параллельный семиразрядный код в виде напряжения (28/4)В прямой («1») и обратной («0») полярности
Количество обмоток одного разряда. . . . . . . . . . . . . . . 3 с сопротивлением
(400/40) Ом Ход младшего разряда. . . . . . . . . . . . . . 0,1 мм
Диапазон перемещения . . . . . . От 0 до 12,7 мм Точность отработки команды . . Не хуже 1 % от диапазона;
Давление питания рабочей жидкости (масло, керосин). . . . . . . . . . (20,59/0,98) МПа
(210/10) кгс/см2 в РП и (5,39/0,29) МПа (55/3) кгс/см2 в ПА
Масса . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Не более 3 кг
Основные преимущества ЦАП перед ана логовыми гидроусилителями:
возможность стыковки с ЦВМ без преоб разования вида командного сигнала;
относительная разрешающая способность зависит только от числа разрядов;
абсолютную точность позиционирования определяет только точность изготовления раз рядных поршней;
высокая степень виброустойчивости (60g) и помехозащищенности, так как разрядные поршни постоянно находятся под нагрузкой;
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
922 |
Глава 8.8. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ПРИВОДЫ СУ |
|
|
работоспособность в широком диапазоне температур (от минус 50 до 120 С) и давлений рабочей жидкости (от 1,96 до 22,56 МПа) (от 20 до 230 кгс/см2);
пульсации давления в линии нагнетания практически не влияют на характеристики при вода;
высокая надежность, заложенная в самом принципе действия цифрового привода, так как при отказе одного разряда не происходит отказа привода, а только уменьшается диапа зон перемещения штока привода на величину этого разряда;
высокая точность совпадения положений выходного штока привода при подаче одина ковых кодов.
Рулевые приводы. Наиболее характерный пример использования цифрового привода на ракетах тяжелого класса — РП второй ступени РН «Энергия», на которой управле ние положением вектора тяги осуществля лось отклонением четырех кислородно водо родных двигателей с помощью системы из восьми РП.
Основные требования, предопределив шие выбор схемы и конструкции привода:
большое развиваемое усилие на штоке (33,8 кН (32 000 кгс));
большая гидравлическая мощность (35 кВт); высокая статическая точность позицио нирования, обеспечивающая несоударение маршевых двигателей при их плотной компо
новке на второй ступени; большая инерционная нагрузка, приведен
ная к штоку (0,56 кН с/см (57,9 кгс с/см)); ограниченная жесткость мест крепления
привода к двигателю и конструкции второй ступени;
необходимость фиксации двигателя в заданном СУ положении перед его выключе нием.
Приводы первой и второй ступени РН «Энергия» выполнены по единой принципи альной схеме, однако отличаются друг от друга по уровню развиваемой мощности, схеме фик сирующего устройства, а также динамическим характеристикам упругого контура, включаю щего в себя РП, двигатель, силовые элементы мест крепления.
Принципиальная схема РП с цифровым управлением второй ступени представлена на рис. 8.8.3.
Для выполнения требования необходи мости большой развиваемой мощности при
вод сделан трехкаскадным. Первый и вто рой каскады образуют цифровой электро гидравлический привод, управляющий третьим каскадом. Первым каскадом усиле ния ЦАП, рабочий шток которого через кинематическую передачу 1 связан с золотником 2 гидрораспределителя второго каскада, управляющего положением штока силового цилиндра 3 второго каскада. В свою очередь этот шток через кинемати ческую передачу 4 связан с золотником 5 гидрораспределителя 6 третьего каскада, ко торый обеспечивает распределение рабочей жидкости в полости силового цилиндра 7 третьего каскада РП. Шток обратной связи ЦАП и шток силового цилиндра второго каскада связаны между собой механической обратной связью 8. Золотник и шток сило вого цилиндра третьего каскада охвачены механической обратной связью 9. В состав привода входят также блок динамической коррекции 10 и гидравлический замок 11. Вход рабочей жидкости от источников гид ропитания осуществляется через магистраль нагнетания, а выход — через магистраль слива.
Блок динамической коррекции 10 вы полнен по схеме датчик–дроссель–шунти рующий золотник и предназначен для демп фирования низкочастотных колебаний (3… …4 Гц) в упругом контуре привод–двигатель. Гидравлический замок для автомати ческой фиксации положения качающихся ка
мер ракетного двигателя |
спаде давления |
в магистрали нагнетания. |
|
Приводы автоматики обеспечивают вы полнение следующих задач при управлении ракетными двигателями:
установку регулирующих органов дви гателя в исходное положение перед его за пуском;
управление режимами тяги в полете; плавное понижение тяги перед выключе
нием двигателей; регулирование соотношения компонен
тов при работающих двигателях. Нетрадиционным требованием к ПА, при
меняемым на многокамерных двигателях раз работки НПО «Энергомаш» РД 170, РД 171, РД 180, стало обеспечение высокой точности позиционирования выходного вала дросселя и регулятора. При этом уровень вибраций в районе установки приводов достигал (60… …100)g. Задача была решена за счет использо
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
Глава 8.8. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ПРИВОДЫ СУ |
923 |
|
|
Рис. 8.8.3. Рулевой привод:
1 — кинематическая передача от ЦАП к золотнику второго каскада; 2 — золотник второго каскада; 3 — силовой цилиндр второго каскада; 4 — кинематическая передача от силового цилиндра второго каскада к золотнику третьего каскада; 5 — золотник третьего каскада; 6 — гидрораспределитель третьего каскада; 7 — силовой цилиндр РП; 8 — механическая обратная связь между ЦАП и вторым каскадом; 9 — механическая обратная связь третьего каскада; 10 — блок динамической коррекции;
11 — гидравлический замок
вания цифровых электрогидравлических при |
золотника, к которому |
давление на |
водов на базе ЦАП. Принципиальная элек |
гнетания. Магистрали |
гидрораспределителя |
трогидравлическая схема цифрового ПА |
подведены к силовому механизму 2, состояще |
|
представлена на рис. 8.8.4. |
му из двух гидроцилиндров с поршнями, свя |
|
Привод представляет собой двухкаскад |
занными через зубчатые рейки с выходным ва |
|
ный усилитель мощности входного сигнала, |
лом, благодаря чему исключен люфт в зубча |
|
поступающий на обмотки ЦАП. Шток ЦАП |
той передаче. Выходной вал привода соединен |
|
напрямую связан с золотником 1 гидрораспре |
со вторым штоком ЦАП через кулачок обрат |
|
делителя второго каскада усиления и находит |
ной связи 3, в результате привод замкнут по |
|
ся при работе привода в поджатом состоянии |
положению. Каждой из 127 возможных ком |
|
благодаря действию сил гидравлической пру |
бинаций с дискретностью 1,57 соответствует |
|
жины, реализованной в виде плунжера внутри |
вполне определенное |
положение выходного |
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
924 |
Глава 8.8. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ПРИВОДЫ СУ |
|
|
Рис. 8.8.4. Привод автоматики:
1 — золотниковый гидрораспределитель; 2 — силовой механизм; 3 — кулачок обратной связи; 4 — кон тактная группа положения вала; 5 — телеметрический потенциометр; 6 — клапанные гидроразъемы
вала, что свидетельствует о высокой точности |
Скорость выходного вала соответст |
||||
регулирования по выходу. На валу привода ус |
венно при 19,61 и 98,07 Н м . . . |
. . 200 и 150 /С |
|||
тановлены контактная группа 4 и телеметриче |
Давление нагнетания рабочей |
|
|||
ский потенциометр 5. Подключение ПА к ма |
жидкости |
|
/ |
||
|
|
. . . . |
(5,39 0,29) МПа |
||
гистралям нагнетания и слива СПА осуществ |
|
|
((55/3) кгс/см2) |
||
ляют с помощью клапанных гидроразъемов 6. |
В настоящее |
цифровые РП и ПА |
|||
Основные технические характеристики ПА: |
|||||
продолжают успешно использовать на двига |
|||||
Угол поворота выходного вала |
|
телях РД 180 в американской РН «Атлас 5». |
|||
привода . . . . . . . . . . . . . . . . . |
. . . От 0 до 200 |
ПА применяют также на двигателях РД 170М |
|||
Точность отработки командного |
в РН «Зенит» по программам «Морской старт» |
||||
сигнала . . . . . . . . . . . . . . . . . |
. . . . 1 % от 200 |
и «Наземный старт». В процессе эксплуатации |
|||
Рабочий момент на валу . . . . . |
19,61 и 98,07 Н м |
все цифровые приводы показали высокую сте |
|||
|
(2 и 10 кгс м) |
пень надежности. |
|
|
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
СПРАВОЧНОЕ ИЗДАНИЕ
Аджян Алексей Погосович, Аким Эфраим Лазаревич, Алифанов Олег Михайлович и др.
МАШИНОСТРОЕНИЕ. ЭНЦИКЛОПЕДИЯ Том IV 22
РАКЕТНО КОСМИЧЕСКАЯ
Книга 1
Редактор И.М. Гончарова, Е.В. Макаренко Дизайнер Н.А. Свиридова
Корректоры Л.И. Сажина, Л.Е. Сонюшкина
Инженер по компьютерному макетированию В.Г. Верхозин
Сдано в набор 09.06.2011 г. Подписано в печать 11.05.2012 г.
Формат 70 100 1/16. Бумага офсетная. |
Гарнитура NewtonC. |
|
Печать офсетная. Усл. печ. л. 75,4. |
|
|
Уч. изд. л. 91,54. Тираж 500 экз. |
Заказ |
. |
|
|
|
ООО «Издательство Машиностроение», 107076, Москва, Стромынский пер., 4. www.mashin.ru
Отпечатано в ГУП ППП «Типография “Наука” РАН», 121099, Москва, Шубинский пер., 6