автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Обеспечение высокой точности управления и регулирования многорежимных маршевых ЖРД

На правах рукописи

2 О АВГ 2009

СЁМИНА ЕЛЕНА НИКОЛАЕВНА

ОБЕСПЕЧЕНИЕ ВЫСОКОЙ ТОЧНОСТИ УПРАВЛЕНИЯ И РЕГУЛИРОВАНИЯ МНОГОРЕЖИМНЫХ МАРШЕВЫХ ЖРД

Специальность 05.07.05 «Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов»

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Химки - 2009

003475304

Работа выполнена в ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П.Глушко»

Научный руководитель:

Доктор технических наук СЕМЕНОВ Вадим Ильич;

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор КОЗЛОВ Александр Александрович; кандидат технических наук НОВИКОВ Игорь Константинович;

Ведущая организация:

ФГУП «НПЦ автоматики и приборостроения им.Н.А. Пилюгина», г.Москва

Защита состоится «

2009г. в

часов на заседании

диссертационного совета ДС403.009.01 ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П.Глушко», по адресу: 141400 Московская обл., г. Химки, ул.Бурденко, д.1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П.Глушко».

Отзывы на автореферат в двух экземплярах, заверенных печатью, просим отправлять по адресу: 141400, Московская обл., г. Химки, ул.Бурденко, д.1. ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П.Глушко».

Автореферат разослан « » ¿¿"¿¿й» J? 2009г.

Ученый секретарь диссертационного совета, кандидат технических наук

Г.Л.Лиознов

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. С одной стороны, современное развитие космической техники сопровождается усилением требований к точности систем управления и регулирования ЖРД, с другой - мощный скачок в развитии электронно-вычислительных машин позволяют дать идеям, рожденным многие годы назад, новую жизнь и применить их на практике. Быстродействие современных ЭВМ позволяет в процессе полета РН формировать и выдавать скорректированные команды на органы управления ЖРД.

С учетом этого разработка эффективных алгоритмов управления и регулирования ЖРД, обеспечивающих высокую точность управления двигателем является актуальной научно-технической задачей. Помимо этого научный интерес представляет исследование влияния внешних факторов, позволяющих обеспечивать высокую точность управления ЖРД, работающими в широком диапазоне режимов.

Цель и задачи исследования. Целью данной работы является совершенствование методов, обеспечивающих высокую точность управления и регулирования многорежимных ЖРД.

В соответствии с поставленной целью задачами настоящего исследования являются:

1. Анализ методов управления ЖРД, позволяющих обеспечивать высокую точность настройки двигателя по значениям тяги и соотношения компонентов на различных режимах с учетом влияния температур компонентов и поставочной плотности горючего.

2. Разработка высокоточных алгоритмов управления ЖРД в широком диапазоне рабочих режимов при штатной эксплуатации.

Научная новизна. В ходе проведенного исследования были получены следующие основные результаты:

• показана оптимальность реализованных в ОАО «НПО Энергомаш» им. академика В.П.Глушко» методов настройки ЖРД при проведении КТИ по значению тяги и соотношению компонентов топлива в широком диапазоне изменения режимов, задаваемых стендовой системой управления с учетом влияния температур компонентов и поставочной плотности горючего;

• разработаны алгоритмы управления и регулирования ЖРД при доводочных испытаниях и штатной эксплуатации, обеспечивающие высокую точность управления и регулирования, в том числе при управлении регулирующими органами по кодовым командам.

Достоверность результатов исследования. Разработанные алгоритмы, обеспечивающие высокую точность управления и регулирования, отработаны и подтверждены в процессе отработки и последующей эксплуатацией маршевых

ЖРД РД171М в составе РН «Зенит» и РД180 в составе РН «Атлас», а также в процессе доводочных испытаний двигателя РД191, предназначенного для эксплуатации в составе нового семейства РН «Ангара».

Практическая значимость данной работы состоит:

• в подтверждении эффективности используемого и реализованного в ОАО «НПО Энергомаш» им. академика В.П.Глушко» метода настройки двигателя в процессе КТИ с учетом влияния температур компонентов и поставочной плотности горючего;

• в использовании при настройке ЖРД с цифровыми приводами органов управления по кодовым командам системы управления;

• в разработке штатных алгоритмов управления и регулирования ЖРД, позволяющих обеспечить высокую точность при эксплуатации двигателя в широком диапазоне изменения режимов, определяемых СУ РН в полете.

Реализация результатов работы. Разработанные в ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П.Глушко» полетные алгоритмы управления и регулирования используются при эксплуатации маршевых ЖРД РД171М в составе РН «Зенит», РД180 в составе РН «Атлас 3» и «Атлас 5» и разработанные алгоритмы управления и регулирования двигателем РД191 для проведения повторных испытаний использовались при доводке двигателя, предназначенного для нового семейства РН «Ангара».

Апробация работы. Основные положения и результаты диссертации докладывались и обсуждались на следующих конференциях:

- 4-ой международной конференции «Авиация и космонавтика - 2005»,

10-13 октября 2005 года, г. Москва.

- XXXV уральском семинаре по механике и процессам управления,

23 декабря 2005 года. г. Миасс.

- 5-ой международной конференции «Авиация и космонавтика - 2006», 23 -

26 октября 2006 года, г. Москва.

- XXXI академических чтениях по космонавтике, посвященных 100-летию

со дня рождения академика С.П.Королёва, 30 января - 02 февраля 2007 года, г. Москва.

- 6-ой международной конференции «Авиация и космонавтика - 2007»,

01-04 октября 2007 года, г. Москва.

Личное участие. Представленные результаты работы отражены в технических условиях на ЖРД, разработанных автором. Результаты, полученные другими исследователями, а также результаты совместных исследований, отмечены по тексту или снабжены сносками на соответствующий источник.

Публикации. Автором, по теме диссертации, опубликованы 8 научных работ, из них 7 без соавторов. Личный вклад автора в опубликованной в соавторстве работе составляет не менее 70%.

Структура п объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, списка литературы. Объем диссертации 129 страниц основного текста, 43 рисунка, 10 таблиц. Библиография составляет 41 наименование.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность работы, излагаются цели и задачи диссертационной работы.

В первой главе рассмотрены традиционные методы настройки и регулирования ЖРД.

Подробно рассмотрена система регулирования с внутридвигательными обратными связями, замкнутыми на своеобразный «гидравлический компьютер» - регулятор командных давлений (РКД), реализованная на двигателях РД170 и РД171 (РН «Энергия» и РН «Зенит»), Такая система управления позволила обеспечить высокую точность регулирования в соответствии с требованиями технического задания.

В то же время, в процессе эксплуатации выявлены существенные недостатки, которыми подобная система обладала, в частности:

- не удалось реализовать заложенный в конструкцию РКД принцип «невлияния при управлении одним из параметров (К, Кш) на значение другого»;

- помимо настройки РКД на специальном стенде, требуется дополнительная настройка в процессе КТИ;

- сложность задействованных агрегатов (РКД, следящих приводов со сравнивающими устройствами для управления регулятором и дросселем горючего);

- повышенные требования к обеспечению надежного функционирования элементов системы регулирования.

Накопленный опыт дополнительной настройки системы управления двигателя в процессе КТИ с использованием внешних обратных связей позволил перейти в процессе отработки экспериментальных образцов двигателя РД171М к существенно более простой схеме управления, состоящей из двух цифровых приводов, управляющих непосредственно регулятором тяги и дросселем горючего. Упрощение системы регулирования (рис.1, исключенные агрегаты выделены красным цветом) увеличило надежность двигателей с одновременным обеспечением высокой точности управления.

Во второй главе рассмотрен метод настройки двигателя в процессе первого огневого испытания, реализованный в ОАО «НПО Энергомаш» им. академика В.П.Глушко» (имеющий патент РФ №2085755) и на примерах конкретных двигателей семейства РД171, а именно РД171М, РД180 и РД191, показана оптимальность данного метода настройки.

Рис.1. Пневмогидравлическая схема РД171 1 - камера сгорания, 2 - газогенератор, 3 - БНА 0,4 - насос окислителя, 5 - теплообменник, 6 - дроссель окислителя, 7 - клапан, 8 - турбина, 9 - БНА Г, 10 -1 ступень насоса горючего, 11 - II ступень насоса горючего, 12 - мерное устройство, 13-дроссель горючего, 14-клапан, 15-регулятор расхода, 16-РКД, 17-МРГ, 18-МДГ, 19 - клапан, 20-МД01, 21 - МД02,22 - МРКД1,23 - МРКД2,24 - пневмопривод

Суть предложенного способа в следующем.

При изменении, например, положения угла вала регулятора (а^ происходит изменение величины тяги (И) и расходов компонентов топлива (Кш), определяемые для данного режима значениями производных

а и д Кш

и

аа, да х

Аналогично при изменении положения угла вала дросселя (а2) также изменяются значения и и Кт, определяемые для данного режима значениями

5 И д Кт

производных - и-.

да2 да2

Таким образом, любые отклонения по тяге (ЛИ) и соотношению компонентов (ЛКт) от имеющего режима работы двигателя (Я, Кт) при изменениях

(перекладках) регулирующих органов определяются системой уравнений А„ д

АН =-А«! Ч--Ло2

да1 да2

дКт дКт (1)

ДКпг =-Л«! Н--Да2

да1 да2

Из уравнений (1) следует, что при известных для данного режима значениях производных

д I* 8 Кт , д Л 8 Кт ,

-= а; -= Ь; -= с; -= а

да.1 да^ да2 да2

СУ может задавать необходимые отклонения А11 и АКш от имеющегося режима (И, Кт).

В качестве механизма определения этих значений используется способ измерения расходов компонентов на входе в двигатель. На стадии отработки двигателей РД171 (РД170) для РН «Зенит» и «Энергия» в НПО Энергомаш была создана система непрерывного измерения расходов окислителя (Шд) и горючего (тр) турбинными расходомерами, установленными в стендовых магистралях на входе в двигатель.

При последовательных перекладках регулирующих органов (регулятора и дросселя на углы Аа} и Лс^ соответственно) стендовая система определяет текущие значения массовых расходов окислителя т0 и горючего тг,

-яг И1()

соотношения расходов компонентов топлива Кш = ——, суммарного расхода

шг

топлива т2 =й10 + Шр и относительной тяги —+ тг-, где 1йо„0м

тОном+тГн<ш

и 1йр„ом соответственно значения расхода окислителя и горючего на номи-

нальном режиме тяги R=1,0 при номинальном значении соотношения расходов компонентов топлива Kmll0M.

Далее стендовая система управления определяет отклонения параметров фактически реализованного режима (R0, Кш0) от значений, которые должны быть реализованы по программе испытаний R и Km ,,ом: AR = R0-R; ДКт = Кт0 - Ктном. Решая систему уравнений AR = a-Aoii + с-Аа2 АКш = Ь-Аа, + d-Aa2

стендовая система управления определяет необходимые изменения положения регулирующих органов, на которые требуется изменить начальные углы, установленные перед проведением последовательных перекладок для реализации заданного по программе режима:

Да] i = m-AR + s-AKm Да21 = n-AR + p-AKm ,

deba

где ш =-; s =--; п =--; р =--(А>-

ad-bc ad-bc ad-bc ad-bc

В результате СУ выдает команды на установку валов приводов регулятора и дросселя на скорректированные углы

а' i = а' о+ Actl i а2, = а.2 Q + Да2 г

В итоге двигатель выходит на заданный по программе режим по тяге R при Km = KmH0M.

Зная, по результатам испытания, значения углов gcj и aj на не менее, чем трех режимах R при Km=KmII0M получаем полиномиальные уравнения

«i =XAiRi i

а2 =EB¡R¡

Km = KmH0M (3)

где A¡, B¡ - индивидуальные константы для данного двигателя.

Для иллюстрации характера индивидуальности зависимостей (3) на рис.2 и 3 представлены графики изменений углов приводов регулятора а1 и дросселя горючего а2 для двигателей РД180.

Зависимость угла привода регулятора при Кт=2,72

уровень режима тяги, II

Рис.2

<Х2, град

Зависимость угла привода дросселя при Кт=2,72

0,7 0,8

уровень режима тяги, II

Рис.3

На РН задействуется система управления расходом топлива (СУРТ), задачей которой является обеспечение минимальных остатков компонентов топлива в баках с учетом их реальной заправки. В этой связи маршевые ЖРД отрабатываются с учетом возможного изменения значения Кш в гарантийном

диапазоне ± 10% от номинального значения (эксплуатационный диапазон изменения Кт составляет ± 7% от номинального значения).

Для обеспечения такой возможности по результатам КТИ определяются используемые в соотношениях (2) параметры 5 и р в функции режима по тяге И:

аа-Ьс аа-Ьс

В итоге получаются полиномиальные уравнения

> (4)

где С|, - дополнительные индивидуальные константы для данного двигателя.

Для иллюстрации характера индивидуальности зависимостей (4) на рис.4 и 5 представлены графики изменений углов приводов регулятора Аа1 и дросселя горючего Да2 при изменении Кт на +7% от номинального значения для двигателей РД180.

уровень режима тяги, Я

Рис.4

Зависимость изменения угла привода дросселя при изменении Кт на +7%

0,5 0,6 0,7 0,8

уровень режима тяги, К

Рис.5

0,9

Тепепь уравнения по которым должен управляться двигатель при изменении режима по т.е и при выдаче СУРТ команд на изменение значения Кш, представляются в виде

а.^А.К'+ДКтХС^'

аг=ХВ1к'+АКт?1>'К'

(5)

ГДеТ™КЛ,,а«'.ь,да,аемос СУРТ „Со6х.д»ое «я о6сс„ета,»

изменения температур окислителя (10,) и горючего <дг О мо>у лены уравнениями:

Я1? дК дКт _ ЗКт

Поскольку влияние температур компонентов должно проявляться одинаковым образом ^ всех двигателей одинаковой конструкции для определения

. 9и а и д кш 5 кт

передаточных функции (-, -,-,-) достаточным является

сНр ¿Но с^р

проведение в процессе доводки двух испытаний двигателя.

Исходными данными при этом являются значения температур окислителя (10 1) и горючего (1г [) на входе в двигатель и углового положения валов приводов регулятора (а! ) и дросселя горючего(а2 ^ при которых в процессе КТИ на соответствующих режимах тяги обеспечивалось номинальное значение соотношения компонентов.

Далее, на данном доводочном двигателе проводятся два испытания, отличающихся от КТИ температурами компонентов: ^ , 1г и ^ . В каждом из

испытаний двигатель выводится на режимы, которые определяются углами приводов регулятора и дросселя горючего, идентичными углам при КТИ. По результатам испытаний на каждом из режимов определяются значения = К - Я ,гп| и ЛКп1{= Кш - Кш пом , где Я и Кш - соответственно значения уровня тяги и соотношения расходов компонентов, фиксируемые на различных режимах после КТИ. По результатам обработки для каждого из режимов определяются:

ч 1 2 -АИ. »2 •А^

А1о, Л1г2 ~АЧ ■А1г

АИ. 12 ■А*о, -ЛЯ. М ■А10

аег А*о, 1 2 -ач ■А1г

=р2;

8 Кт АКт, 1 2 - АКт. ■ А1 г 12 1 1

А1о, а1г2 о2 1 1

д Кт АКш. •А*о, -АКт. А^ Ч г2

А10, ■ А1г 1 2 °2 1 1

= Р3;

где

АЧ), =*02-40,5 А402=Ч>3-40,5

А1Г, =*Г2 А»Г2=4Г3-4Г,5

А\ =К1, _ККТ№ Л1Ч2 =ке2 _ККТ№

АКш ^ = Кш ^ - Кт КТИ; АКш (^Кт^-Кш^.

По дискретным значениям этих коэффициентов на различных режимах определяются полиномиальные зависимости от уровня тяги двигателя:

i i

i i

При известных значениях Pj, P2, P3, P4 корректировка уровней режима по тяге R и соотношению компонентов Km по температурам компонентов определяется по формулам:

ARt=P,(R)-Alo+P2(R)-Atr;

AKmt=p3(R).At0+p4(R)Atr.

Далее, по определенным ранее коэффициентам m, n, s, р находятся поправки на положения приводов на каждом из режимов:

Да] = nvARt + s-AKm^;

Да2 = n-AR^ + p-AKm^ .

По известным значениям температур компонентов tQ ктн и tr Кти и соответственно Ato ном = to кти - to ном , Atr ,шм = tr кти - tr „04 определяются значения Aai „ и Аа2, и новые положения приводов при номинальных зна-t ном t ном

чениях температур окислителя и горючего:

а, = а! - Аа! , КТИ t ном

а2 = а2 - Аа2

КТИ t ном

Данные значения a¡ и а2 должны использоваться для получения полиномиальных зависимостей cti(R) и a2(R) при Km= Кт пом, t0 = t0 „ом> tr = tr ном при последующих испытаниях на данном горючем.

Всегда существует возможность использования в штатных условиях другого горючего, в частности керосина, отличающегося от использованного при КТИ по плотности (рг).

Плотность американского керосина RP-1, используемого при эксплуатации двигателя РД180 в составе РН «Атлас», например, довольно существенно отличается от плотности отечественного керосина Т-6, используемого при проведении КТИ, и имеет при этом существенный разброс в зависимости от партии поставки. В этой связи возникла задача учета влияния плотности горючего при переходе с одного керосина на другой.

Изменение тяги и соотношения компонентов при изменении плотности горючего может быть представлено в виде

ARpr At0

AKmpr = ——-App.

5R . 5R

-At0 +-

5t0 Spi

акт Á акт -At 0 +-

StG 9pr

где At0 = tQ rp_i -10 T-6 ? АРГ = Pr RP-1 ~ Рг T-6'

Pr RP-l " плотность горючего RP-1 (805 кг/м3),

Pr T-6 " плотность горючего T-6 (841 кг/м3),

t0 Rp-i - температура окислителя при испытании на горючем RP-1,

tG т-6 " температура окислителя при испытании на горючем Т-6.

В итоге

аи = А11-Р] А^ _

5рг АРг

Жт _ АКт-р3-А10 _ арг Арг

Испытания проводятся на тех же режимах, что и при КТИ. При этом угловые положения приводов регулятора и дросселя горючего должны соответствовать положениям при КТИ на керосине Т-6. При обоих испытаниях температура горючего была одинаковой. Для каждого из режимов определялись значения

АК=К-ККТИ и АКт=Кт-Ктном,

где Я и Кт - значения, зафиксированные при испытаниях на керосине Т-6.

По определенным значениям коэффициентов £2 и па различных режимах определяются полиномиальные зависимости от уровня тяги К.

е1(Н) = 1ЬгК|; е2 = -Я1 .

! 1

Таким образом, представленные здесь материалы отражают основную канву разработанного и реализованного в НПО Энергомаш способа настройки, в соответствии с которым формировались основные уравнения (6), по которым системы управления РН задают режимы работы двигателей по тяге и соотношению компонентов:

\

«1(к>= ХА(К,1+(АКш-АКт1)ХСгК11

¡=о

¡=о

а2(И)= Е»; ■К1+(АКт-ДКт,)£В| - К}

¡=о

¡=о

И. = К-ли

ДКт = Кт - Кт

ном

ДИ4 - р, (К) ■ А10 + Р2(Ю ■ А1Г + Е! (К) • Ар ДКт4 = р3 (К) • М0 + Р4 (К) • Д1г + е2 (К) ■ Др Кт, Д^Д^Ар - задаются СУ РН

Следует отметить, что точность поддержания параметров двигателя при штатной эксплуатации в составе РН определяются точностью определения индивидуальных для каждого двигателя констант А, В, С, О в уравнениях (6). В этой связи рассмотренный способ настройки двигателя в процессе проведения первого огневого испытания является лишь первым приближением. Последующий послепусковой анализ результатов измерений параметров двигателя на всех режимах работы (используются абсолютные, а не относительные, измерения тяги различными способами, интегральные (более точные) измерения расходов по уровнемерам в баках, значения давления в камерах, оборотов ТНА и т.п.), сопоставление со статистикой результатов испытаний двигателей позволяет провести необходимые уточнения и, в конечном итоге, определить их окончательные значения.

Проведенные в НПО Энергомаш научно-технические разработки успешно решают эти задачи и заслуживают отдельного освещения.

Не менее важное значение имеют реализованные разработки по методическому, аппаратурному и программному обеспечению проведения стендовых испытаний двигателя, как в процессе настройки, так и последующих многоразовых испытаниях двигателей по полетному алгоритму управления.

Предложенный способ настройки непрерывно совершенствовался.

В четвертой главе рассмотрен метод настройки управления двигателя непосредственно по кодам, подаваемым СУ на цифровые приводы органов управления двигателем.

Управление исполнительными органами (регулятором и дросселем) на двигателях РД171М и РД180 проводится цифровыми электрогидроприводами, работающими по 7-ми разрядному двоичному коду, что позволяет обеспечивать 128 устойчивых положений привода в диапазоне изменений углового положения валов регулятора а! и дросселя а2 200°.

В двигателе РД191 в качестве приводов регулятора и дросселя используются шаговые электроприводы, позволяющие предполагаемое угловое изменение валов приводов реализовывать с частотой 250 Гц (250 шагов/с). Приводы обеспечивают 241 устойчивое положение вала (от 0 до 240).

И те, и другие приводы фактически работают по кодовым командам системы управления.

Учитывая, что при настройке двигателя в процессе КТИ также используются кодовые команды на приводы, при отработке двигателя РД191 было принято решение варьировать значения тяги и соотношения компонентов в зависимости от значений задаваемых кодов (номеров шагов N).

КТИ двигателя РД191 проводится по циклограмме, представленной на рис.6.

R, %

Km

100 80 60 40 20 0

и L

ч

1 ¡У

II 1 и

1.

3,35 3,15 2,95 2,75 2,55

0 20 40 60 80 100 ¡20 140 160 180 200 220 240 260

Рис.6

В итоге для двигателя РД191 устанавливаются полиномиальные зависимости кодов регулятора и дросселя от уровня режима по тяге

Г¥,= ¿А^'+АКш-¡=0 ¡=0

= + АКш • , где АКш = Кт - Кт„ом

¡=0 ¡=0

Эффективность такой настройки и использование полиномиальных уравнений управления по кодам подтверждена в процессе отработки двигателя РД191.

Для иллюстрации характера индивидуальности зависимостей (7) на рис.7, 8, 9 и 10 представлены графики изменений кодов приводов регулятора К) и дросселя горючего графики изменений кодов приводов регулятора АЫ, и дросселя горючего Д^ при изменении Кт на +7% от номинального значения для двигателей РД191.

»т Зависимость кода привода регулятора при Кт =2,75

уровень режима тяги, И

Рис.7

Рис.8

Зависимость изменения кода привода

Рис.9

Зависимость изменения кода привода

уровень режима тяги, Ы

Рис.10

Двигатель РД191 должен работать в широком диапазоне изменения режимов от 105 до 30% от номинального значения тяги. Из-за проявления НЧ-колебаний параметров на режимах <38% востребованным оказалось введение в конструкцию 3-х позиционного клапана окислителя, который должен приоткрываться на низких режимах, увеличивая гидросопротивление по тракту окислителя.

Фактически разработчики логики управления столкнулись с ситуацией наличия двух гидравлических систем в одной конструкции.

На циклограмме КТИ (рис.6) вертикальными чертами отмечены моменты прикрытия клапана (переход на режим 38%) и последующего его открытия перед остановом. После опробования различных вариантов (найти решение без введения дополнительных индивидуальных констант) в конечном итоге было принято предложенное решение о введении в выражение для управления дросселем единичной функции (8), вводя поправку, которая будет одинаковой для всех двигателей РД191, т.е. не попадает в разряд индивидуальных.

Уравнения управления двигателем с задействованием З-х-позиционного клапана окислителя имеют вид

«Г,(К) = ±А, К,Ч(ЛКш-АКт,)2^ -И,'

Íl - при 11^0,38 команда на прикрытие КО

О - при И>0,38 команда на (б) открытие КО

Предложенное мероприятие позволило обеспечить регулирование фактически двух разных двигателей одним уравнением. Стоит также отметить, что с введением трехпозиционного клапана окислителя амплитуда низкочастотных колебаний существенно снизилась и тем самым была обеспечена необходимая устойчивость работы двигателя РД191.

Опробованное на двигателе РД191 управление по кодам вполне может быть реализовано на двигателях РД171М и РД180.

В пятой главе рассмотрен вопрос стыковки предложенного алгоритма с СУ РН.

В целом в алгоритме управления отражаются: данные на пуск, функциональная схема управления, операции по подготовке системы управления РН к работе с приводами, расчет кодов команд, логика управления при запуске, на режимах предварительной (ПСТ), главной ступеней (ГСТ), плавного дросселирования (ПД), конечной ступени (КСТ) и при аварийном форсировании.

Довольно сложным оказался вопрос учета температурных поправок для РН «Ангара». В отличие от РН «Зенит» и «Атлас», где система управления непрерывно получает данные о температуре компонентов в баках, на РН «Ангара» такая связь отсутствует. Поэтому заранее готовятся три полетных задания для трех диапазонов температур. За сутки до старта проводится выбор полетного задания, исходя из ожидаемой температуры горючего в баке.

В работе представлен алгоритм регулирования двигателя РД191 в полете. Приведены основные соотношения для расчета кодов команд на приводы и представлены значения постоянных коэффициентов, определенных в процессе доводки и используемые в полиномиальных уравнениях для расчета темпера-

турных поправок и единичная функция. Указаны допустимые диапазоны изменения тяги и соотношения компонентов, допустимые диапазоны кодов команд и максимально возможное приращение кодов допускаемых в одном цикле выдачи команд равном 0,032768 секунды.

В каждый такт счета бортовой ЭВМ на приводы поступают команды, представленные в виде (8), где

И, = И - АИ, ДКт = Кт - Ктном

АЯ( =Р1(Ю-А10 +Р3(ЮА1Г ДКт( = р2 (Я) • М0 + р4 (Я) ■ А1г

Р1 = ХРгй\ Рг = ¿Н1 >Рз = ¿Е1 я', р4 = Х0г11\

¡=0 ¡=0 ¡=0 ¡=0

Постоянные цифровые значения коэффициентов для всех двигателей РД191:

Р0=8,18*Ю"5 Н0=0,0086 Ео=1,5*10"4 О0= - 0,0465

Р,= - 1,68,18*10'4 Н,= - 0,0103 Е)= - 6,1*10"4 0,= 0,0598

Р2= - 2,2*10"5 Н2= 0,0051 Е2=-1,05*10_3 02=- 0,0314

В работе представлен один из тестовых примеров для проверки бортового программного обеспечения управления приводами регулятора и дросселя двигателя РД191 применительно к циклограмме работы двигателя РД191 на центральном блоке РН «Ангара 5» (рис.11).

Уровень режима, R

1

0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 0,4 0,3 0,2 0,1 0

0 40 80 120 160 200 240 280 320 Время,с

Г

Рис.11

При разработке тестовых примеров назначаются индивидуальные коэффициенты двигателя (таблица 1), коэффициенты, используемые при запуске двигателя (таблица 2), средняя ожидаемая температура горючего в баке перед пуском, поправка кода на привод дросселя при включении ЭПК ВРГ и времена введения и значения температурных поправок - в таблице 3.

Таблица 1

Обозначение коэффициента Порядковый номер коэффициента

0 1 2

Л 228,78 -123,33 -81,71

В 10,03 175,08 -120,78

С -13,73 48,99 -27,36

О 31,66 -404.81 273,78

Таблица 2

Обозначение кода команды на приводы регулятора и дросселя Значение кода

М 211

Р 0

0 142

Ожидаемая температура горючего перед запуском =15°С и поправка кода на привод дросселя при включении ЭПК ВРГ ДЫ2 = -20.

Таблица 3

№ конст. Время, т, с Температурная поправка по окислителю относительно номинального значения, Д^/С Температурная поправка по горючему относительно ожидаемого значения 1 ги, о

1 0,0 0,0 0,0

2 20,0 0,5 0,5

3 60,0 0,7 0,5

4 100,0 0,8 0,6

5 140,0 0,9 0,7

6 180,0 1,2 0,9

7 220,0 1,5 1.2

8 240,0 2,0 1,5

9 270,0 2,5 1,7

10 310,0 3,0 2,0

Времена прохождения команд от СУ, значения тяги и соотношения компонентов, а также температурные поправки в указанные моменты времени представлены в таблице 4.

Таблица 4

Время х, с Команды СУ Температурные поправки Примечание

Я Кш <

0 Команда на запуск

0,294912 Установка приводов регулятора и дросселя в исходное положение

1,867776 Запуск двигателя Температура горючего 15°С Температура окислителя - 182,5°С

2,326528

2,818048 0,643 2,75

3,801088

4,915200 1,0 2,75

5,0 1,0 2,75 11=1,0 и Кш = 2,75

20,0 1,0 2,75 0,5 0,5 Корректировка по температурным поправкам

40,0 1,0 2,75 0,5 0,5 Переход на режим 11=0,30 за 7,0 с При достижении программного значения Я<0,38 включить ЭПК ВРГ.

47,0 0,3 2,75 0,5 0,5 Выход на режим Я=0,3

60,0 0,3 2,75 0,5 0,7 Корректировка по температурным поправкам

100,0 0,3 2,8 0,6 0,8 Корректировка по температурным поправкам Переход на Кш= 2,8

140,0 0,3 2,8 0,7 0,9 Корректировка по температурным поправкам

180,0 0,3 2,8 0,9 1,2 Корректировка по температурным поправкам

217,0 0,3 2,8 0,9 1,2 Переход на КСТ 11=0,38 за 0,8 с

217,8 0,38 2,8 0,9 1,2 Выход на режим 11=0,38

220,0 0,38 2,8 1,2 1,5 Корректировка по температурным поправкам

225,8 0,38 2,8 1,2 1,5 Переход на режим 11=1,0 за 6,0 с При достижении программного значения И>0,38 выключить ЭПК ВРГ.

231,8 1,0 2,8 1,2 1,5 Выход на режим 11=1,0

240,0 1,0 2,75 1,5 2,0 Корректировка по температурным поправкам Переход на Кт= 2,75

310,0 1,0 2,75 2,0 3,0 Корректировка по температурным поправкам

321,8 1,0 2,75 2,0 3,0 Переход на КСТ 11=0,38 за 2,2 с При достижении программного значения Я<0,38 включить ЭПК ВРГ.

327,8 0,38 2,75 2,0 3,0 Выход на режим 11=0,38

330,0 Команда на останов

Результатом расчета является таблица кодов (таблица 5), которые должна выдать СУ РН. Совпадение фактически выполненных кодов выданных СУ РН с кодами СУ двигателя говорит о нормальной работе СУ РН.

Таблица 5

Время, т, с 11 Кш А(г Л10 И, N2

0,294912 211 0

1,867776 211 0

2,326528 142 0

2,818048 0,643 2,75 116 70

3,801088 116 70

4,915200 1,0 2,75 24 63

5,0 1,0 2,75 23 71

20,0 1,0 2,75 0,5 0,5 22 70

40,0 1,0 2,75 0,5 0,5 22 70

47,0 0,3 2,75 0.5 0,5 185 59

60,0 0,3 2,75 0,5 0,7 185 58

100,0 0,3 2,8 0,6 0,8 185 55

140,0 0,3 2.8 0.7 0,9 185 55

180,0 0,3 2,8 0,9 1,2 185 54

217,0 0,3 2,8 0,9 1,2 185 54

217,8 0,38 2,8 0,9 1,2 170 62

220,0 0,38 2.8 1,2 1,5 170 61

225,8 0,38 2,8 1,2 1,5 170 61

231,8 1,0 2,8 1,2 1,5 22 64

240,0 1,0 2,75 1,5 2,0 22 68

270,0 1,0 2,75 1,7 2,5 22 67

310,0 1,0 2,75 2,0 3,0 22 66

321,8 1,0 2,75 2,0 3,0 22 66

327,8 0,38 2,75 2,0 3,0 170 62

330,0 240

Подобные тестовые примеры эффективно были использованы при отработке алгоритмов работы СУ РН «Зенит» и «Атлас» и подтвердили свою эффективность. В настоящее время тестовые примеры разработаны и согласованы с разработчиками СУ для всех возможных циклограмм работы двигателя РД191.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ И ВЫВОДЫ

1. Проанализированы методы управления ЖРД, позволяющие обеспечивать высокую точность настройки двигателя по значениям тяги и соотношению компонентов на различных режимах с учетом влияния температур компонентов и поставочной плотности горючего.

2. Предложено использовать настройку ЖРД с цифровыми приводами органов управления по кодовым командам системы управления, реализованную на двигателе РД191.

3. Разработаны высокоточные алгоритмы управления ЖРД в широком диапазоне изменения рабочих режимов двигателя при штатной эксплуатации.

Основное содержание и результаты диссертационной работы представлены в следующих публикациях:

1. Сёмина E.H. Обеспечение точности управления и регулирования ЖРД // Доклад, МАИ 4-я международная конференция «Авиация и космонавтика-2005» 10-13 октября 2005г.

2. Сёмина E.H. Настройка жидкостных ракетных двигателей для обеспечения высокой точности при управлении и регулировании в полете// Труды XXV Российской школы по проблемам науки и технологии XXXV Уральского семинара по механике и процессам управления ЮУрГУ - г.Миасс 2005г.

3. Сёмина E.H. Обеспечение точности управления и регулирования многорежимных ЖРД (на примере двигателя РД191) // Доклад, МАИ, 5-я международная конференция «Авиация и космонавтика-2006» 23-26 октября 2006г.

4. Григоренко Д.И., Сёмина E.H., Стороженко И.Г., Черных В.И. Управление ЖРД с помощью шаговых электрогидроприводов//Сборник трудов НПО Энер-гомаш №24 2006г.

5. Сёмина E.H. Обеспечение высокой точности при управлении и регулировании многорежимных ЖРД с помощью шаговых электрогидроприводов// Межотраслевой научно-технический журнал «Конверсия в машиностроении», №6 2006г.

6. Сёмина E.H. Настройка ЖРД в процессе приемосдаточных испытаний // Общероссийский научно-технический журнал «Полет», №6 2007г.

7. Сёмина E.H. Особенности управления и регулирования ракетными двигателями РД171М, РД180 и РД191 производства НПО Энергомаш// Доклад на XXXI академических чтениях по космонавтике./ МГТУ им. Н.Э.Баумана - Москва, 2006г.

8. Сёмина E.H. Учет влияния внешних факторов на точность регулирования многорежимных ЖРД // Доклад, МАИ, 6-я международная конференция «Авиация и космонавтика-2007» 1-4 октября 2007г.

Условные обозначения.

Введение.

Глава 1. Современный взгляд на проблему обеспечения высокой точности управления и регулирования ЖРД.

1.1. Основные понятия.

1.2. Традиционные методы настройки и регулирования ЖРД

1.3. Система регулирования с внутридвигательными обратными связями.

Глава 2. Настройка двигателя в процессе первого огневого испытания с использованием внешних обратных связей.

2.1. Метод использования внешних обратных связей по расходам компонентов.

2.2. Определение индивидуальных коэффициентов в уравнениях управления данным двигателем.

2.3. Управление расходом топлива системой РН.

Глава 3. Методика настройки ЖРД в процессе огневых испытаний, обеспечивающая высокоточное управление при работе в широком диапазоне температур компонентов топлива и плотности горючего.

3.1. Корректировка настройки по температуре.

3.2. Корректировка настройки по плотности горючего.

3.3. Корректировка настройки по температуре для горючего ИР

3.4. Штатный алгоритм управления ЖРД по полиномиальным уравнениям.

3.5. Погрешность настройки двигателей по результатам повторных и сертификационных испытаний по штатным алгоритмам.

Глава 4. Управление и регулирование двигателем по кодовым командам.

4.1. Использование кодовых команд для управления регулирующими органами.

4.2. Управление двигателем с двумя различными гидравлическими системами.

4.3. Обоснование выбора циклограммы КТИ для определения индивидуальных коэффициентов при задействовании трехпозиционного клапана окислителя.

4.4. Оценка точности настройки и регулирования.

Глава 5. Проверка стыковки алгоритма регулирования двигателя с бортовой системой управления РН.

В настоящее время развитие авиационной и космической техники достигло некоего базисного уровня, когда рост качественных характеристик изделий или их тактические показатели улучшаются, в основном, за счет модернизации систем, оставляя принцип действия неизменным.

Современные электронно-вычислительные машины, обладающие большой производительностью, постоянно совершенствующиеся программы расчета сложных процессов, а также внедрение информационно-управляющих комплексов для управления технологическими процессами проведения испытаний позволяют дать идеям, рожденным многие годы назад, новую жизнь и применить их на практике [1].

Регулирование по тяге и соотношению компонентов топлива при работе на основном режиме маршевых ЖРД, реализованное на двигателях РД107 и РД108 (РН «Союз»), позволило существенно повысить эффективность ракеты как за счет обеспечения существенно более полной и синхронной выработки компонентов топлива из баков, так и за счет обеспечения полета ракеты с заранее рассчитанной оптимальной скоростью по всей траектории полета ракеты-носителя [2, 3].

В дальнейшем, с развитием ракетной техники, существенно расширились задачи, возлагаемые на маршевые жидкостные ракетные двигатели. В настоящее время вместо одного или двух базовых режимов, оптимизация траектории полета РН требует от двигателя обеспечения возможности постоянного регулирования тяги и соотношения компонентов топлива в широком диапазоне в процессе всего полета РН. Возможность изменения тяги ЖРД в широком диапазоне существенно расширяет эксплуатационные возможности маршевых двигателей, обеспечивающих основной вклад в энергетику выведения полезного груза на околоземные орбиты. Проведенные исследования показали, что глубокое изменение тяги маршевых двигателей (0,3.1,1)КНОМ ракет-носителей, позволяет существенно, на 7. 12%, увеличить полезную нагрузку и снизить расход компонентов топлива путем оптимизации ускорения ракеты-носителя по мере набора высоты [4, 5, 6, 7].

Таким образом, в рамках создания многорежимных ЖРД нового поколения одной из важных проблем является обеспечение высокой точности их управления и регулирования.

Целью данной работы является совершенствование методов, обеспечивающих высокую точность управления и регулирования многорежимных ЖРД.

Для выполнения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:

1. Провести анализ методов управления ЖРД, позволяющих обеспечивать высокую точность настройки двигателя по значениям тяги и соотношения компонентов на различных режимах с учетом влияния температур компонентов и поставочной плотности горючего.

2. Разработать высокоточные алгоритмы управления ЖРД в широком диапазоне рабочих режимов при штатной эксплуатации.

Научная новизна. В ходе проведенного исследования были получены следующие основные результаты:

• проанализирована возможность реализованных в ОАО «НПО Энерго-маш» им.академика В.П.Глушко» методов настройки ЖРД при проведении КТИ по значению тяги и соотношению компонентов топлива в широком диапазоне изменения режимов, задаваемых стендовой системой управления с учетом влияния температур компонентов и плотности горючего;

• разработаны алгоритмы управления и регулирования ЖРД при доводочных испытаниях и штатной эксплуатации, обеспечивающие высокую точность управления и регулирования, в том числе при управлении регулирующими органами по кодовым командам.

Достоверность результатов исследования. Разработанные алгоритмы, позволяющие обеспечить высокую точность управления и регулирования, отработаны и подтверждены в процессе отработки и последующей эксплуатации маршевых ЖРД РД171М (РН «Зенит»), РД180 (РН «Атлас»), а также в процессе доводочных испытаний двигателя РД191, предназначенного для эксплуатации в составе нового семейства РН «Ангара».

Практическая значимость данной работы заключается:

1. в подтверждении эффективности используемого и реализованного в ОАО «НПО Энергомаш» им. академика В.П.Глушко» метода настройки двигателя в процессе КТИ с учетом влияния температур компонентов и плотности горючего;

2. в использовании при настройке ЖРД с цифровыми приводами органов управления по кодовым командам системы управления;

3. в разработке штатных алгоритмов управления и регулирования ЖРД, позволяющих обеспечить высокую точность при эксплуатации двигателя в широком диапазоне изменения режимов, определяемых СУ РН в полете.

Апробация работы. Основные положения и результаты диссертации докладывались и обсуждались на следующих конференциях:

1. 4-ой международной конференции «Авиация и космонавтика -2005», 10-13 октября 2005 года, г.Москва.

2. XXXV уральском Семинаре по механике и процессам управления, 23 декабря 2005 года. г.Миасс.

3. 5-ой международной конференции «Авиация и космонавтика -2006», 23 - 26 октября 2006 года, г.Москва.

4. XXXI академических чтениях по космонавтике, посвященных 100-летию со дня рождения академика С.П.Королёва, 30 января - 02 февраля 2007 года, г.Москва.

5. 6-ой международной конференции «Авиация и космонавтика -2007», 01-04 октября 2007 года, г.Москва.

Личное участие. Представленные результаты работы отражены в технических условиях на ЖРД, разработанных автором. Результаты, полученные другими исслёдователями, а также результаты совместных исследований, отмечены по тексту или снабжены сносками на соответствующий источник.

Выводы

1. Опробованное на двигателе РД191 управление по кодам вполне может быть реализовано на двигателях РД171М и РД180.

2. Уравнения управления двигателем с задействованием 3-х-позиционного клапана окислителя и учетом изменения температуры горючего можно записать:

ЬТ1(К) = - К/ +(АКш-АКш1)ХС; - Я/

0 ¡=0

1 — при Я<0,38 команда на

1\2(К)= - Я/ +(АКш-АКт1)Х;Г)1 ^ +

1=0 ¡=0 прикрытие КО 0 — при К>0,38 команда на открытие КО

Предложенное мероприятие (введение единичной функции) позволило обеспечить регулирование фактически двух разных гидравлических систем одним уравнением.

Глава 5. Проверка стыковки алгоритма регулирования двигателя с бортовой системой управления РН

Важное значение имеет стыковка алгоритма управления двигателем с системой управления РН. Для отработки программного обеспечения управления приводами специально , разрабатываются тестовые примеры применительно к различным циклограммам работы двигателя РД191.

При разработке тестовых примеров назначаются индивидуальные коэффициенты двигателя (табл.6), коэффициенты, используемые при запуске двигателя (табл.7) и средняя температура горючего в баке перед пуском.

Заключение

1. Проанализированы и усовершенствованы методы управления ЖРД, позволяющие обеспечивать высокую точность настройки двигателя по значениям тяги и соотношению компонентов на различных режимах с учетом влияния температур компонентов и плотности горючего.

2. Предложено использовать настройку ЖРД с цифровыми приводами органов управления по кодовым командам системы управления, реализованную на двигателе РД191.

3. Разработаны эффективные алгоритмы управления ЖРД в широком диапазоне изменения рабочих режимов двигателя при штатной эксплуатации.

4. Эффективность разработанных методов настройки ЖРД в процессе КТИ, методик определения составляющих в уравнениях управления двигателем, алгоритмов управления и регулирования при штатной эксплуатации ЖРД подтверждены результатами доводочных и сертификационных испытаний двигателей РД171М, РД180, РД191 и штатной эксплуатацией в составе РН «Зенит» (РД171М) и РН «Атлас» (РД180).

126

1. Антипов Ю.С., Моздоков В.В., Черных В.И. Информационно-управляющий комплекс для управления технологическими процессами подготовки и проведения огневых испытаний мощных ЖРД. Сборник трудов НПО Энергомаш №22 2004г., стр. 219-230.

2. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей. Под редакцией академика В.П. Глушко. М.: Машиностроение, 1980.-533 с.

3. Бабкин А.И., Белов С.В., Рутовский Н.Б., Соловьев Е.В. Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками. М.: Машиностроение, 1986. -456 с.

4. Беляев Н.М., Уваров E.H. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1974, -199 с.

5. Волков Е.Б., Сырицын Т.А., Мазинг Г.Ю. Статика и динамика ракетных двигательных установок. Книга II. Динамика, М.: Машиностроение, 1978. -320 с.

6. Гликман Б.Ф. Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989. -296 с.

7. Михайлов В.В., Базаров В.Г. Дросселируемые жидкостные двигатели. -М.: Машиностроение, 1985, -168 с.

8. Кокорин В.В., Рутовский Н.Б., Соловьев Е.В. Комплексная оптимизация двигательных установок систем управления. — М.: Машиностроение, 1983, -184 с.

9. Иващенко И.Н. Автоматическое регулирование. М: Машиностроение, 1978.—736 с.

10. Ю.Козлов A.A., Новиков В.Н., Соловьев Е.В. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. М.: Машиностроение, 1988, -352 с.

11. Изерман Р. Цифровые системы управления. М.: Мир, 1984. —541 с.

12. Гликман Б.Ф. Математические модели пневмогидравлических систем. -М.: Наука, 1986. -368 с.

13. Чистяков П.Г. Точность систем автоматического регулирования ЖРД и TP Д. М.: Машиностроение, 1977. -160 с.

14. Каторгин Б.И., Семенов В.И., Чванов В.К., Челькис Ф.Ю. Двигатель РД171М. Сборник трудов НПО Энергомаш №22 2004г., стр. 55-80.

15. Лихушин В.Я., Васин A.C., Гликман Б.Ф. Техническая диагностика пневмогидравлических систем ЖРД. — М.: Машиностроение, 1983, -206 с.

16. Луарсабов К.А., Пронь JI.B., Сердюк A.B. Летные испытания жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1977, —189 с.

17. Присняков В.Ф. Динамика жидкостных ракетных установок. М.: Машиностроение, 1983,-248 с.

18. Сёмина E.H. Настройка ЖРД в процессе приемосдаточных испытаний, Общероссийский научно-технический журнал «Полет», №6 2007г., стр. 49-53.

19. Колымагин А.Н., Медведев В.К., Ромасенко И.А. Уточнение показаний турбинных расходомеров в магистралях компонентов топлива по результатам огневых стендовых испытаний двигателей РД180. Сборник трудов НПО Энергомаш №21 2003г., стр. 287-299.

20. Черных В.И. Имитаторы параметров регулирования при огневых испытаниях ЖРД. Сборник трудов НПО Энергомаш №22 2004г., стр. 231+242.

21. Каторгин Б.И., Чванов В.К., Фатуев И.Ю. и др. Исследование характеристик модернизированного двигателя РД171М при его сертификационных испытаниях. Сборник трудов НПО Энергомаш №23 2005г., стр. 182-^203.

22. Чванов В.К., Челькис Ф.Ю. и др. Технический отчет РД171М.ТО.728-005-04. «Отчет, по результатам сертификационных испытаний двигателя РД171М №А138», НПО Энергомаш, 2004, стр.401.

23. Каторгин Б.И., Чванов В.К. и др. Технический отчет РД191.Т0.728-0805-03. «Отчет по результатам испытаний двигателя РД191 №Д003», НПО Энергомаш, 2003, стр.183.

24. Чванов В.К., Сёмина E.H. и др. Технический отчет РД191.ТО.72815.06. «Отчет по результатам испытаний двигателя РД191 №Д004», НПО Энергомаш, 2006, стр.67.

25. Чванов В.К., Сёмина E.H. и др. Технический отчет РД191.Т0.72816.06. «Отчет по результатам испытаний двигателя РД191 №Д005», НПО Энергомаш, 2006, стр.182.

26. Чванов В.К., Сёмина E.H. и др. Технический отчет РД191.Т0.728-16-07. «Отчет по результатам испытаний двигателя РД191 №Д006», НПО Энергомаш, 2007, стр.100.

27. Чванов В.К., Сёмина E.H. и др. Технический отчет РД191 .ТО.728-029-07. «Отчет по результатам испытаний двигателя РД191 №Д007», НПО Энергомаш, 2007, стр.92.

28. Чванов В.К., Сёмина E.H. и др. Технический отчет РД191.Т0.728-12-08. «Отчет по результатам испытаний двигателя РД191 №Д008», НПО Энергомаш, 2008, стр.123.

29. Милеико Н.П., Сердюк A.B. Моделирование испытаний ЖРД. М.: Машиностроение, 1975,-184 с.

30. Попов Д.И. Динамика и регулирование гидро- и пневмосистем. М.: Машиностроение, 1977,-423 с.

31. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями Под редакцией В.Н. Челомея. — М.: Машиностроение, 1978, —240 с.

32. Шевяков A.A., Калнин В.М., Науменкова Н.В., Дятлов В.Г. Теория автоматического управления ракетными двигателями. М.: Машиностроение, 1978. —228 с.

33. Каторгин Б.И., Семенов В.И., Чванов В.К., Челькис Ф.Ю. Разработка и внедрение на мировой рынок мощного маршевого ЖРД РД180. Сборник трудов НПО Энергомаш №21 2003г., стр. 150-^171.

34. Волостных Б.П., Колбасенков А.И. Двигатель РД180. Расчет влияния внешних и внутренних факторов на параметры двигателя. НПО Энергомаш, 1998.

35. Григоренко Д.И., Сёмина E.H., Стороженко И.Г., Черных В.И. Управление ЖРД с помощью шаговых электрогидроприводов. Сборник трудов НПО Энергомаш №24 2006г., стр. 130ч-139.

36. Сёмина E.H. Обеспечение высокой точности при управлении и регулировании многорежимных ЖРД с помощью шаговых электрогидроприводов, Межотраслевой научно-технический журнал «Конверсия в машиностроении», №6 2006г., стр. 32-36.

37. Чванов В.К., Челькис Ф.Ю. и др. Технический отчет РД180.Т0.7285.98. «Отчет по результатам стендовой отработки двигателя РД180,tпредшествующей его сертификации», НПО Энергомаш, 1998, стр.414.

38. Каторгин Б.И., Сёмина E.H. и др. Технический отчет РД180.ТО.728-14-99. «Отчет по результатам сертификации двигателя РД180», НПО Энергомаш, 1999, стр.401.

39. Чванов В.К., Челькис Ф.Ю. и др. Технический отчет РД180.Т0.728-018-00. «Отчет по результатам испытаний двигателя РД180 по программе, «Дельта-сертификация» в 2-х частях, НПО Энергомаш, 2000, стр.543.