О модификациях перспективной системы управления вектором тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя типа «Циклон»

Abstract

Сообщаются результаты исследования вариантов бифункциональной системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя. Исследования проведены с целью управления полетом перспективной космической ступени ракеты-носителя (типа «Циклон») при возникновении большой массовой асимметрии. Рассмотрена система управления с использованием управляющих выхлопных сопел турбины (обеспечивающих управление и стабилизацию полета ступени) и газодинамических систем управления вектором тяги (обеспечивающих экономичное парирование продолжительных возмущающих факторов). Рассмотрены конструктивно-компоновочные схемы и физические особенности процессов создания управляющих усилий, алгоритмы управления вектором тяги двигателя. Показано, что применение бифункциональных систем управления вектором тяги позволяет существенно расширить диапазон его регулирования при сохранении высоких динамических качеств системы управления полетом ступени и ее энергомассовых и габаритных характеристик.

Повідомляються результати дослідження варіантів біфункціональної системи управління вектором тяги рідинного ракетного двигуна. Дослідження проведені з метою управління польотом перспективної космічної ступені ракети-носія (типу «Циклон») при виникненні великої масової асиметрії. Розглянуто систему управління з використанням керуючих вихлопних сопел турбіни (які забезпечують управління і стабілізацію польоту ступені) і газодинамічних систем управління вектором тяги (що забезпечують економічне парирування тривалих обурюючих факторів). Розглянуто конструктивно-компонувальні схеми і фізичні особливості процесів створення керуючих зусиль, алгоритми управління вектором тяги двигуна. Показано, що застосування біфункціональних систем управління вектором тяги дозволяє істотно розширити діапазон його регулювання при збереженні високих динамічних якостей системи управління польотом ступені і її енергомасових і габаритних характеристик.

The results of studies of bifunctional system versions for the thrust-vector control system of a liquid rocket engine are reported. Studies have been focused on the flight control of an advanced space stage of a launch vehicle (the Cyclone-type) at high mass asymmetry. The control system with the control exhaust nozzles of the turbine (for controlling and stabilizing the stage flight) and gas dynamic systems of the thrust-vector control (for economical compensating the long-term disturbing factors) has been considered. Structural arrangements and general-arrangement diagrams as well as the special physical features of creation of the control forces, the algorithms of the engine thrust-vector control have been examined. It was shown that the bifunctional systems of the thrustvector control can significantly enhance the range of its control in saving the high dynamic qualities of the stage flight control system and its power-mass and overall dimensional characteristics.