У відділі аерогазодинаміки та динаміки технічних систем протягом останніх років виконуються роботи з математичного моделювання та розрахункового супроводу створення ракетних двигунів малої тяги, які застосовуються у складі систем керування рухом верхніх ступенів ракет-носіїв і космічних апаратів.
Ракетні двигуни малої тяги є виконавчими органами системи керування рухом верхніх ступенів ракет-носіїв (розгінних блоків) і орбітальних космічних апаратів. Вони забезпечують орієнтацію космічного апарата відносно центра мас, а також міжорбітальні переходи та маневрові роботи з причалювання та стиковки з іншими космічними апаратами. Залежно від призначення (керування рухом космічного апарата, маневрування тощо) тяга таких двигунів може змінюватися від сотих часток ньютона до 1600 ньютонів. Кількість двигунів малої тяги на космічному апараті залежно від його типу та льотної програми, може налічувати від шести до кількох десятків.
Паливне живлення системи цих двигунів, як правило, здійснюється газовим витисканням палива з єдиного джерела (баків). Робота двигунів відбувається здебільшого у імпульсних режимах, що супроводжуються складними гідроударними процесами у трубопроводах подачі палива від баків до кожного з двигунів. Ці процеси обумовлюють взаємний вплив на характер роботи двигунів. Найбільш поширеним видом палива для цих цілей є двокомпонентні рідинні варіанти (пальне + окислювач), які при змішуванні в камерах згоряння самозаймаються з утворенням високотемпературних продуктів реакції. Крім того використовуються однокомпонентні рідинні види палива, які в реакційних камерах двигунів розкладаються на каталізаторах з утворенням високотемпературних газових сумішей. Такі двигуни створюються для конкретних космічних апаратів та їх льотних завдань.
Процес розробки двигунів малої тяги полягає у виборі виду палива, магістралей паливного живлення з відповідною керуючою арматурою, конструкції реакційної камери, в якій відбуваються хімічні реакції компонентів палива з утворенням високотемпературної газової суміші, витікання якої через надзвукові сопла створюють необхідні тягові зусилля. Цьому передують термохімічні та газодинамічні розрахунки процесів у реакційних камерах та соплових пристроях. Отримані розрахункові результати піддаються експериментальній перевірці, за результатами якої можуть вноситись корективи до конструкції та режимів роботи двигунів.
Важливою складовою робіт є створення математичної моделі функціонування системи двигунів, яка описує роботу кожного з двигунів у будь-яких режимах залежно від сигналів системи керування рухом апарата. Ця модель повинна мати комплексний характер, що враховує неусталені гідравлічні процеси в паливних магістралях, процеси у електрокерованих паливних клапанах, що безпосередньо відпрацьовують командні сигнали у вигляді напруги на котушки електромагнітів, та неусталені процеси у реакційних камерах двигунів.
Прикладом втілення запропонованого підходу є виконане розрахункове моделювання роботи одного з двигунів малої тяги космічного ступеня ракети космічного призначення «Циклон-4М», результати якого добре збігаються з даними експериментального відпрацювання.
Наявність створеної математичної моделі забезпечує проведення розрахункового супроводження наземних випробувань як одиночних двигунів так і їх системи згідно з циклограмами роботи для кожного з двигунів у режимах, що відповідають льотним умовам. Співставлення телеметричних даних про роботу двигунів при льотних випробуваннях з результатами математичного моделювання можуть бути використані при аналізі нештатних режимів роботи системи двигунів та виявлення їх причин.
В.о. завідувача відділу аерогазодинаміки та динаміки технічних систем,
канд. техн. наук, ст. наук. співр.
Юрій КНИШЕНКО
