Бифункциональная система управления вектором тяги двигателя космической ступени ракеты-носителя

Abstract

Сообщаются результаты разработки и исследования бифункциональной системы управления вектором тяги маршевого жидкостного ракетного двигателя верхних перспективных ступеней ракет-носителей типа «Циклон-4М», позволяющей в несколько раз расширить диапазон регулирования вектора тяги и функциональные возможности системы при сохранении высоких статических, динамических и габаритно-массовых характеристик исполнительных органов ситемы управления полетом летательного аппарата, расширить область устойчивости режимов стабилизации полета, повысить надежность работы и уменьшить энергозатраты на управление траекторией полета летательного аппарата; система основана на совместном использовании механической (качание двигателя, установленного в карданном подвесе) и газодинамической (выдвижение в сверхзвуковой поток сопла твердого интерцептора с впрыском через него компонента топлива) систем регулирования вектора тяги; сравниваются динамические качества и управляемость полетом ступени ракеты-носителя при использовании автономно и в совокупности упомянутых механической и газодинамической систем управления вектором тяги; определены рациональные режимы работы каждого типа системы регулирования вектора тяги при их совместном функционировании.

Повідомляються результати розробки і дослідження біфункціональної системи управління вектором тяги маршевого рідинного ракетного двигуна верхніх перспективних ступенів ракет-носіїв типа «Циклон-4М», що дозволяє у декілька разів розширити діапазон регулювання вектора тяги і функціональні можливості системи при збереженні високих статичних, динамічних та габаритно-масових характеристик виконавчих органів системи управління польотом літального апарату, розширити область стійкості режимів стабілізації польоту, повисити надійність роботи та зменшити енергозатрати на управління траекторією польоту літального апарату; система заснована на спільному використанні механічної (хитання двигуна, встановленого в карданному підвісі) і газодинамічної (висунення в надзвуковий потік сопла твердого інтерцептора з вприскуванням через нього компонента палива) систем регулювання вектора тяги; порівнюються динамічні якості і керованість польотом ступеня ракети-носія при використанні автономно і в сукупності згаданих механічної і газодинамічної систем управління вектором тяги; визначені раціональні режими роботи кожного типа системи регулювання вектора тяги при їх спільному функціонуванні.

The results of the development and research of a bifunctional thrust-vector control system of the liquid rocket cruise engine for advanced upper stages of the Cyclon-4M type launch vehicle are reported to extend the capabilities of thrust-vector control in several times and functional system capabilities in retaining high static, dynamic and overall-mass characteristics of actuator devices for the flight control system of a flight vehicle, to improve the stability of conditions of the flight stabilization and an operational reliability and to decrease power consumption for the flight vehicle trajectory control. The system is based on a simultaneous use of mechanic (gimbal engine swinging) and gas dynamic (a solid plug-type spoiler in supersonic flow for propellant injection) systems. Dynamic qualities and the flight control of the launch vehicle stage are compared under autonomous conditions and in combination with the abovementioned mechanical and gas dynamical systems of the thrust-vector control. Rational operational conditions for every type of the thrust-vector control system are determined in their simultaneous operation. Physical bases for creating controlled forces and the results of calculations of static and dynamic (controlled) characteristics of every system are presented.