МЕТОДЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

АННОТАЦИЯ

Статья посвящена обзору и анализу методов управления вектором тяги ракетных двигателей, включая твердотопливные (РДТТ) и жидкостные (ЖРД). Рассмотрены основные типы органов управления: инерционные, аэродинамические и газодинамические (с неподвижным и подвижным соплом, системы перепуска газа, вспомогательные двигатели). Показаны их функциональное назначение, области применения на различных ступенях ракет, а также преимущества и ограничения. Приведены результаты численного моделирования отклонения вектора тяги для двигателя РД-107 с выдвижным щитком, подтвердившие возможность создания управляющей боковой силы (около 0,4% от полной тяги). Работа имеет значение для проектирования систем управления полётом ракет.

Ключевые слова: управление вектором тяги; ракетный двигатель; ракетный двигатель твёрдого топлива; жидкостный ракетный двигатель; газодинамические органы управления; поворотное сопло; аэродинамические рули; газоструйные рули; численное моделирование; сверхзвуковое течение

В современном ракетостроении управление вектором тяги является ключевым фактором, обеспечивающим движение ракеты по заданной траектории, её стабилизацию и маневрирование. Как отмечается в работе [1], основная задача органов управления вектором тяги заключается в регулировании величины и направления силы тяги двигателя на активном участке полёта. Помимо этого, они компенсируют возмущения, возникающие при работе двигательной установки и полёте в атмосфере. К таким возмущениям относятся линейный и угловой эксцентриситет линии действия тяги относительно центра масс ракеты, вызванный технологическими погрешностями изготовления, такими как несоосность фланцев, смещение центра масс при заливке топливного заряда в твердотопливных ракетных двигателях и т.д., неравномерным разгаром соплового тракта, деформацией корпуса двигателя под действием давления, а также неравномерным выгоранием заряда топлива для РДТТ. Кроме того, значительные возмущения вносят плотные слои атмосферы, старт и разделение ступеней. Орган управления создаёт боковую силу, приложенную на определённом плече относительно центра масс, что порождает управляющий момент и изменяет положение ракеты в пространстве. Функционально органы управления делятся на работающие по каналам тангажа, рыскания и крена.

Анализ существующих межконтинентальных баллистических ракет с РДТТ, приведённый в работе [1], показывает, что требуемые управляющие усилия зависят от ступени. На первых ступенях относительное управляющее усилие по каналу тангажа составляет до 5% от силы тяги маршевого двигателя, а силовой момент по крену достигает 1000 Н·м. При этом масса органа управления на первой ступени не превышает 10–15% от массы двигательной установки, поэтому массовые и конструктивные параметры здесь менее критичны. Для верхних ступеней масса органа управления может достигать 25%, а требуемые усилия снижаются до 2% по тангажу и 100 Н·м по крену. В связи с этим для верхних ступеней особое значение приобретает оптимизация конструкции с целью снижения массы и реализации высокой степени расширения сопла для получения максимального удельного импульса. Тип выбранных органов управления определяет конструкцию соплового блока и часто его принципиальную схему.

По способу создания управляющих моментов и виду потребляемой энергии органы управления вектором тяги делятся на три основных типа: инерционные, аэродинамические и газодинамические. Инерционные органы создают управляющее усилие за счёт ускоренного или замедленного вращения части ракеты, например, головной части, либо смещения некоторой массы относительно центра масс. Управляющий момент в этом случае выражается формулой, включающей массу головной части, осевую перегрузку, расстояние от оси вращения до центра масс и угол поворота. Однако, как указано в [1], реальная математическая модель сложнее из-за изменения аэродинамических характеристик при повороте головной части.

Аэродинамические органы управления используют энергию набегающего потока воздуха и эффективны только в плотных слоях атмосферы, так как их работа ограничена высотой полёта – с уменьшением плотности воздуха их эффективность падает. В качестве таких органов могут применяться аэродинамические рули, щитки, качающаяся хвостовая юбка или баллистический наконечник, а также клапанные устройства для перепуска набегающего воздуха. Подробное описание аэродинамических рулей приведено в учебном пособии [2].

Наиболее широкий класс представляют газодинамические органы управления, которые потребляют энергию продуктов сгорания топлива маршевой или вспомогательной двигательной установки. Они делятся на две группы: основные и вспомогательные. По конструктивному признаку газодинамические системы подразделяются на системы с неподвижным соплом и системы с подвижным соплом. В системах с неподвижным соплом отклонение вектора тяги достигается за счёт взаимодействия потока газа с механическими отклоняющимися поверхностями – газоструйные рули, щитки, выдвигаемые параллельно или перпендикулярно струе, кольцевые и цилиндрические рули, кососрезанные насадки, интерцепторы – либо за счёт вдува дополнительного газа или впрыска жидкости в сверхзвуковую часть сопла. Газоструйные рули и щитки представляют собой механическую преграду, вводимую в газовый поток для создания боковой силы, однако они вносят потери тяги и подвержены эрозии.

В системах с подвижным соплом отклонение струи достигается плоским или пространственным поворотом всего сопла или его части. Подвижная часть соединяется с неподвижной через шарнир, который может располагаться в дозвуковой или сверхзвуковой области сопла. Различают поворотные сопла, вращающиеся сопла, а также сопла с качающимся вкладышем критического сечения или вращающейся асимметричной вставкой. Такие сопла могут компоноваться в односопловые или четырёхсопловые блоки. Четырёхсопловая схема предпочтительна для вращающихся сопел, так как позволяет нейтрализовать возмущающие составляющие, возникающие при вращении, за счёт встречного вращения другого сопла [1].

Отдельным подклассом газодинамических систем является управление с помощью перепуска газа. В этом случае основная часть продуктов сгорания истекает через главное тяговое сопло, а часть газа отбирается из камеры сгорания через газозаборник и направляется через клапанные устройства для создания управляющих усилий. Реализуются системы непрерывного перепуска и дискретного перепуска с помощью клапанов во внешнюю среду или в сверхзвуковую часть сопла. Управление с помощью вдува позволяет сохранить неподвижное сопло, что упрощает и повышает надёжность маршевого двигателя.

Кроме того, существуют газодинамические органы, использующие энергию вспомогательных двигательных установок: поворотные –верньерные двигатели, ракетные двигатели и газогенераторы с клапанами перепуска газа. Переход в современных ракетных комплексах с РДТТ к двигателям с одним центральным соплом обусловил применение таких органов, как управляющие сопла, инжекционные системы, газовые и аэродинамические рули.

Для жидкостных ракетных двигателей характерны свои особенности. На ракетах-носителях с ЖРД применяются поворотные маршевые двигатели, поворотные камеры сгорания, рулевые двигатели и поворотные сопла. Основная проблема использования поворотных сопел в ЖРД связана с подводом компонентов топлива и сложностью изготовления узла качания из-за наличия рубашки охлаждения. Такие методы, как поворотный насадок на срезе сопла или впрыск жидкости в закритическую часть, не нашли широкого применения из-за малой эффективности и сложности отработки. В итоге выбор конкретного органа управления определяется эксплуатационными характеристиками, предшествующей практикой ракетостроения и физическим принципом создания управляющего усилия.

3 Численное моделирование

Для проведения численного моделирования был выбран сопловой блок ракетного двигателя РД-107, поскольку его геометрические характеристики сопла и рабочие параметры хорошо известны. Данный двигатель применяется на первых ступенях носителей «Союз-2» и «Союз-ФГ». Однако сопло это будет модернизировано путем ввода конструктивного элемента – выдвижного щитка для изменения вектора тяги сопла. На рисунке 1 показана геометрическая модель расчетной области.

Чтобы уменьшить влияние граничных условий на истечение струи газа, в качестве характерного калибра принят радиус выходного среза сопла. Размеры расчётной области заданы следующим образом: 4 калибров по вертикали и 12 – по горизонтали. Моделирование выполнено в трехмерной симметричной постановке. Внешний обдув стенки сопла набегающим воздушным потоком, имитирующим движение ракеты, не учитывался. Также следует отметить, что взаимное влияние сопел в многодвигательной схеме не анализировалось. Отказ от учёта спутного потока обоснован тем, что полученные результаты позволяют изучать процессы взаимодействия струи с аэродинамическими рулями вне зависимости от реальной скорости полёта носителя в атмосфере и его типа.

Рисунок 1. Трехмерная геометрическая модель расчетной области

В качестве уравнений движения в математической модели использовались уравнения Навье-Стокса – осредненные по Рейнольдсу и замкнутые моделью турбулентности Shear Stress Transport (SST) k–ω, которая применима для расчетов сверхзвуковых струйных течений. По сравнению со стандартной k–ω, данная модель даёт более высокую точность и надёжность. Решатель был выбран на основе давления.

Начальные условия на входе в сопло равняются реальным параметрам двигателя: давление в камере сгорания – 5850 кПа и температуре – 3520 К. В качестве рабочего был взят совершенный газ.

На рисунке 2 представлен результат численного моделирование, а именно – распределение скорости.

Рисунок 2. Картина распределения скорости

В ходе численного моделирования горизонтальная составляющая силы тяги получалась равной 203,4 кН, а вертикальная 0,8 кН, что приблизительно равно 0,4 % от полной тяги двигателя.

Список литературы:

1. Антонов Р.В., Грененкин В.И., Кузнецов Н.П., Мокрушин Б.С., Черепов В.И., Храмов С.Н. Органы управления вектором тяги твердотопливных ракет: расчет конструктивные особенности, эксперимент / Под ред. Н.П. Кузнецова. – Москва-Ижевск: НИЦ «Регулярная и хаотическая динамика», 2006. – 552 с.: ил.
2. Калугин В.Т. Аэрогазодинамика органов управления полетом летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004. – 688 с.: ил. ISBN 5 – 7038 – 1968 – 7.
3. Устройство двигателя РД-107: учебное пособие / Д.Г. Кравченко, Ю.В. Анискевич, А.М. Лабанова; Балт. гос. техн. ун-т. – СПб., 2018.-27 с.