CC BY
14
УДК 629.454.4
П. Г. Хорольский, С. Г. Бондаренко
Днепропетровский национальный университет им. Олеся Гончара
ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ ОДНОГО ВАРИАНТА ПРИМЕНЕНИЯ ГЛУБОКОГО ГИБКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЯГИ ДЛЯ ВЫВЕДЕНИЯ ПОЛЕЗНОЙ
НАГРУЗКИ
Статья посвящена одной из традиционно актуальных проблем ракетостроения — выбору маршевой двигательной установки ракеты-носителя для решения ее задач. Рассматривается частная проблема — целесообразность применения глубокого гибкого регулирования тяги для выведения полезной нагрузки на заданную орбиту. Эта проблема решается применительно к задаче прямого выведения и обеспечения встречи полезной нагрузки с орбитальной космической станцией. Для этого варианта применения маршевой двигательной установки проведена оценка эффективности на примере двухступенчатой ракете-носителю воздушного старта для случая оснащения ее вновь разрабатываемым реактивным двигателем на пастообразном топливе. Критерием целесообразности приняты ожидаемые начальные отклонения по дальности и времени старта, влияние которых на конечные значения этих параметров может быть исключено регулированием уровнями тяг ступеней.
Двигатель, регулирование, тяга, ракета-носитель, полезная нагрузка, эффективность, встреча на орбите, ошибки, дальность, время старта
Введение
Традиционно актуальной проблемой ракетостроения является выбор маршевой двигательной установки ракеты-носителя (РН) для обеспечения решения определяемых для нее задач.
Анализ публикаций показывает, что последнее время наметился интерес к глубокому гибкому регулированию тяги (ГГРТ) и соотношений компонентов топлива «в широком диапазоне на протяжении всего полета ступени» в целях «оптимизации траектории ракеты-носителя» [1]. Рассмотрение вопроса о баллистической целесообразности такого регулирования тяги маршевых двигателей РН показывает, что область его применения весьма узка и имеет смысл для задач прямого выведения с фиксированным временем полета, таких как встреча с орбитальным объектом [2].
Известно также, что мобильным пусковым установкам, особенно воздушного старта, характерны существенные начальные ошибки по положению и времени пуска ракеты-носителя (РН). А в работе [3] предложена концепция управления траекторией выведения путем выбора величин тяг (в довольно небольших допустимых диапазонах регулирования) двигателей второй ступени и/или космического разгонного блока РН «Полет» для встречи космического аппарата (КА) в конце активного участка с Международной космической станцией.
© П. Г. Хорольский, С. Г. Бондаренко, 2010
В настоящее время разрабатывается ракетный двигатель на пастообразном топливе (РДПТ), обеспечивающий регулирование уровня тяги практически во всем возможном диапазоне: от 10 до 100% от максимального значения [4].
Отсюда, вопрос о целесообразности ГГРТ трансформируется в вопрос о его эффекте, о предельных возможностях его применения. В плане же решения поставленной общей проблемы — это вопрос об области и эффективности применения РДПТ.
1. Формулировка задачи
Решение всех этих двух вопросов, представляющих собой частные проблемы, сводится к проведению оценки эффективности ГГРТ маршевых двигателей РН для решения задачи встречи с неманеврирующим орбитальным объектом при большой неопределенности начальных условий старта. В свою очередь, когда неизвестна допустимая область неопределенности и известны диапазоны изменения некоторых параметров, решение этой задачи возможно путем оценки границ этой области в пределах изменения указанных параметров.
Получение количественных оценок возможно на конкретном примере. В данном случае рассматривается РН [3], запускаемая с самолета-носителя, две последних ступени которой предположительно оснащены упомянутыми РДПТ. В мо-
ТББЫ1727-0219 Вестник двигателестроения № 2/2010
- 79 -
мент старта предполагается также существенная неопределенность по положению и времени пуска. В качестве базовых алгоритмов управления тягой предполагаются соответствующие алгоритмы [3].
Задача состоит в определении граничных значений начальных отклонений по дальности
и времени старта А^ , влияние которых на соответствующие конечные значения этих параметров движения могут быть полностью компенсированы ГГРТ в диапазоне от 10 до 100% от максимального уровня тяги.
2. Решение проблемы
Для встречи на орбите необходимо, чтобы сумма и длительности реализуемой траектории выведения равнялась номинальной длительности активного участка, а сумма А^ и дальности реализуемой траектории выведения равнялась номинальной дальности активного участка. Для решения такой двухпараметрической задачи необходимо иметь два параметра управления. В качестве этих двух параметров управления траекторией активного участка РН используются относительные отклонения величин тяг двигателей первой и второй ступеней:
SP1 =
DPi
SP2 =
AP
2
(1)
Соответственно
AL, =
8Pn - bSPn _1
(3)
P 2 P '
11nom 1 2nom
где AP1, AP2 —фиксированные отклонения уровней тяг первой и второй ступени относительно номинальных значений P1nom , P2nom соответственно.
Вариации тяг выбираются так, чтобы компенсировать обе начальные ошибки. Принимаются три алгоритма определения AP1, AP2 , описанные в [3].
Оценим эффективность такого двигателя в случае его применения как маршевого на первой и второй ступенях РН на основе зависимостей изменения дальности и времени полета РН от величин тяг из [3] в предположении сохранения их вида (линейности) для вариаций достаточно высокого уровня. При этом номинальный уровень тяги соответствует середине диапазона ее регулирования.
Для первого алгоритма из [3] следует, что
SP2 - cSP,
SP2 = c8P1 + dAt0 , At, = -1. (2)
В нашем случае SPj = SP2 = 0,45 , на основании [1] c » -0,573, d = 0,0207 %/с. Тогда At0 = = [9,3,0;34,2] U [_ 34,2;9,3] = [- 34,2;34,2].
На основании [3] а » -0,1 %/км, Ь = 0,56 %/с.
Отсюда АL0 =±190 км.
Оценим потери веса на управление. Так,
АтПН = qАLo + wАto . (4)
Аналогично а,Ь,с^ получены q »-1,2 кгс/км, w » 8 кгс/с.
Оценку потерь веса на создание диапазона регулирования тяги Аш^Н оценим на основе
пропорций по тем же данным.
Так, получим оценки дополнительных затрат веса на создание диапазона регулирования тяг
Аш|2н » 500 кгс, АшПН » 456 кгс, т. е. увеличение весов топлива составит почти 7,5 и 9 раз соответственно.
Допустимый промах по дальности увеличивается по сравнению с [3] в 1013 раз, а по времени почти в 7 раз.
Второй алгоритм аналогичен первому алгоритму для случая коррелированных АL0 и А^ . Тогда
А^ = цАЦ,, (5)
где 0,158 с/км.
Формула (2) переписывается так 5Р„
(6)
AL0 =
0,039
и тогда AL0 @ 1154 км. Соответственно получим At0 @ 182 с.
Потери веса составят AmS, » 13 кгс,
АшПН » 8270 кгс.
Итак, допустимый промах по дальности увеличивается по сравнению с [3] почти в 29 раз, а по времени приблизительно в 36 раз, при этом
потери АшПН возрастают в 123 раза, зато поте-
Amí2) падают в 4 раза.
ри —пи
Третий алгоритм является развитием второго алгоритма. Это алгоритм коррекции времени запуска РН, т. к. обеспечивает компенсацию AL0 за счет
коррекции времени запуска At0 при Amj2¿ = 0. В этом случае
At0 =■
mAL0
1 -mVcH ,
(7)
a
где VCH =200 м/с — скорость самолета-носителя.
Диапазон фиксированных смещений по времени запуска при оцененном выше AL0 @ 1154 км
составит At 0 =±197 с. А потери Amí) составят
около 220 кгс.
Следовательно, рост допустимых промаха по дальности и компенсирующего смещения по времени пуска в сравнении с [1] составит 29 и 39 раз
при росте весовых потерь Amí) до 32 раз. Заключение
Очевидна целесообразность применения ГГРТ и РДПТ для решения задачи встречи КА с орбитальным объектом при прямом выведении на орбиту при значительной неопределенности начальных условий старта. Диапазон регулирования тяги РДПТ, т. е. почти 100%, обеспечивает полную компенсацию практически любой области неопределенности по положению и времени пуска.
В дальнейшем предполагается проведение подобных оценок эффективности ГГРТ для рас-
сматриваемой задачи и применению РДПТ на одной последней ступени РН.
Перечень ссышок
1. Громыко Б. Перспективная система регулирования жидкостных реактивных двигателей / Б. Громыко, А. Кириллов, В. Кириллов и др./ Двигатель. - 2001. - № 5 (17). - С. 28 - 30.
2. Хорольский П. Г. Баллистическая целесообразность глубокого гибкого регулирования маршевых двигателей ракет-носителей // Авиационно-космическая техника и технология. - 2006. -№ 10 (36). - С. 11 - 13.
3. Сихарулидзе Ю. Г. Концепция управления ракетой-носителем воздушного старта с компенсацией начальных ошибок по дальности и времени при прямом выведении в точку встречи на орбиту / Ю. Г. Сихарулидзе, А. С. Карпов, Р. К. Иванов/ Космические исследования. - 2005. - № 5. - С. 358 - 377.
4. Пат. 48295 Украша МПК 7 Б 02 К 9/26, 9/ 32, 9/70, 9/95. Ракетна рушшна установка на пастопод1бному палив1 / А. М. 1ванченко. №99074320. Заявлено 27.07.1999; Опубл. 15.08.2002 / Бюл. № 8.
Поступила в редакцию 01.06.2010 г.
P. Horolsky, S. Bondarenko
ESTIMATION TO EFFICIENCY OF ONE VARIANT OF THE USING THE DEEP FLEXIBLE REGULATION OF THE THRUST FOR LAUNCHING THE
PAYLOAD
Статтю присвячено odniei i3 традицшно актуальных проблем ракетобудування — выбору маршовог двигуннoi установки ракети-ноая для виршення ii задач. Розглядаеться окрема проблема — доцтьшсть застосування глибокого гнучкого регулювання тяги для виведення корисного вантажу на задану орбту. Ця проблема виршуеться вiдпoвiднo до задачi прямого виведення та забезпечення зустрiчi корисного вантажу з орбтальною кoсмiчнoю станцieю. Для цього варiанту застосування маршовог двигунног установки проведена оцтка ефективнoстi вiдпoвiднo до двoхсхiдчастoi ракети-ноая повтряного старту для випадку оснащення ix реактивним двигуном на пастoпoдiбнoму паливi, що вперше розроблюеться. Kритерiем дoцiльнoстi прийнятi очкуваш пoчаткoвi вiдxилення по дальнoстi та часу старту, вплив яких на кiнцевi значення цих параметрiв можуть бути швельований регулюванням рiвнем тяги сxiдцiв.
Двигун, регулювання, тяга, ракета-носй, корисний вантаж, ефективтсть, зустр1ч на орбтг, помилки, дальтсть, час старту
The article is devoted to one of traditionally the issue of the day of rocket production — choice of the march rocket engine of launch vehicle for the decision of his tasks. A private problem is expedience of application of the deep flexible adjusting of traction for putting of payload into set orbit is examined. This problem decides as it applies to the task of the direct destroying and providing of meeting of payload with the orbital space station. For this variant of application of the march rocket engine estimation of efficiency as it applies to the two stage launch vehicle of air start for the case of equipment by their again developed ramjet on a pastellike fuel is conducted. By the criterion of expedience the expected initial declinations on distance and time of start are accepted, influence of which on the eventual values of these parameters can be eliminated by adjusting of level of traction of stages.
Engine, guidance, thrust, launch vehicle, propulsion with paste-like fuel, payload, efficiency, fuel expenseses
ISSN 1727-0219 Вестник двигателестроения № 2/2010
- 81 -
