JPS6245965A - 圧力制御装置 - Google Patents

圧力制御装置

Info

Publication number
JPS6245965A
JPS6245965A JP60185544A JP18554485A JPS6245965A JP S6245965 A JPS6245965 A JP S6245965A JP 60185544 A JP60185544 A JP 60185544A JP 18554485 A JP18554485 A JP 18554485A JP S6245965 A JPS6245965 A JP S6245965A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
propellant
valve
pressure
engine
control valve
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
JP60185544A
Other languages
English (en)
Inventor
Takao Tojo
東條 孝雄
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Mitsubishi Heavy Industries Ltd filed Critical Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority to JP60185544A priority Critical patent/JPS6245965A/ja
Publication of JPS6245965A publication Critical patent/JPS6245965A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明はロケットエンジンの地上燃焼試験設備に適用さ
れる推進剤供給圧力(以下インターフェース圧力と称す
る)を制御する圧力制御装置に関し、特にインターフェ
ース圧力を急激に降下させる手段に関する。
〔従来技術〕
最近のロケットエンジンの地上燃焼試験においては、実
際のロケ、ト飛翔状態での性能確認を行なうために、エ
ンジンへのインターフェース圧力を、エンジン停止前の
定常圧力P1M (約12〜16 kl / ctn 
)から低圧力PIL (約3〜6kg/m)へ、エンジ
ン停止後の極めて短い時間(約2〜5秒)内に急激に降
下させることが要求されている。
インターフェース圧力を急激に降下させる制御技術は今
のところ存在してないが、上記要求を満たす手段として
第6図に示すような制御手段が考えられる。
すなわち、第6図に示す制御手段は、ロケットエンジン
1が燃焼中の定常状態においては、推進剤タンク2内の
圧力を、加圧ガスがンペ3からの加圧ガスを加圧制御弁
4にて制御することにより一定圧に保つ。そしてエンジ
ン1を停止すると同時に上記制御弁4を全閉状態とし、
逃気弁5を開放状態とすることにより、タンク2内の加
圧ガスを逃気させて推進剤の圧力を降下させる手段であ
る。
なお第6図において、6は推進剤供給配管、7は推進剤
供給弁、8は圧力検出器、9け制御装置である。
〔発明が解決しようとする問題点〕
しかるに上記制御手段には次のような問題がある。
(1)大量の加圧ガスを短時間内に逃気する必要がある
ため、逃気弁5として通常の試験終了後における逃気、
あるいは安全装置として作動するときの逃気に必要な容
量の20倍以上の容量を有する大容量逃気弁が必要にな
る。そしてこのような大容量逃気弁を短時間内に制御す
ることにも困難が伴う。
(2)逃気すべきがス掃はタンク2内のがス容積すなわ
ちタンク2内の推進剤残量によって左右されるが、この
残1:は試験条件如何によってその都度異なるものとな
る。すなわち、エンジン燃焼時間、初期充填量、エンジ
ン予冷に消費した量等が試験毎に毎回異なることから、
推進剤残量はその都度異なったものとなる。元来、この
種の試験設備は上記した条件を種々変化させながら実施
するものである。かくして逃気するガス量が毎回異なる
ことから、逃気弁5による逃気制御を適確に行なうこと
が極めて困難となる。
(3)上記した(1)(2)の問題との関連上、インタ
ーフェース圧力降下ノリ一ンを種々変化させて試験する
ことはほとんど不可能である。
なお第6図における推進剤供給弁7を抵抗制御弁に置き
換えて、この抵抗制御弁7を絞り込むことにより圧損を
増大させ、インターフェース圧力を降下させる手段も考
えられる。しかしエンジン停止後は、エンジン内弁1a
が閉じた状態となるため、推進剤は流れておらず、圧損
は生じない。つt、6上記手段は原理的に不可能である
そこで本発明は前記(1) (2) (3)のような技
術的課題を解決することを目的とする。
〔問題点を解決するための手段〕
加圧制御弁のPID制御を行なうことにより、推進剤の
供給元圧を加圧ガスにより一定に保持する。そしてロケ
ットエンジンの近傍の推進剤供給配管に推進剤を外部に
放出するエンジン模擬弁を設け、この模擬弁をエンジン
停止後において開放し、推進剤供給配管に推進剤を流し
続けるようにする。そして上記のように推進剤を流し続
けている期間において前記配管に設けた抵抗制御弁を急
激に絞シ込むことにより圧損を急激に増大させるように
する。
〔作用〕
このような手段を講じたことにより、推進剤供給元圧を
一定に保持したまま、インターフェース圧力を急激に降
下させ得、逃気弁としては通常の容量のものを使用でき
る。しかも抵抗側両弁を、所要のインターフェース圧力
降下パターン曲線と供給圧力とに基いて計算機で演算し
た結果に応じて制御することは容易であシ、任意な圧力
降下パターンによる試験を適確に行なえる。
〔実施例〕
第111!lは本発明の一実施例の全体的構成を示す図
である。なお第6図と同一部分には同一符号を付しであ
る。供試ロケットエンジン1には推進剤供給タンク2か
ら推進剤供給配管6を通して推進剤が供給される。上記
配管6のエンジン1に近い位置にはエンジン模擬弁10
が設けである。このエンジン模擬弁10はエンジン1の
停止と同時に開放し、推進剤を外部に放出する。かくし
てエンジン停止後も前記配管6を通じて推進剤を流し続
けることができる。一方、前記配管6のタンク2に近い
位置には抵抗制御弁11が設けである。この抵抗制御弁
11は、前記エンシン模擬弁10により推進剤が配管6
を流れ続けている期間内において絞シ込み制御され、弁
抵抗の増大による圧損の増大をはかり得るものとなって
いる。
なお加圧制御弁4は圧力検出器8により検出された推進
剤供給元圧を制御回j@20を介してフィードバック制
御され、いわゆるPID制御が行なわれる。その結果、
推進剤供給元圧は一定に保たれる。
推進剤供給元圧が上記のように一定に保たれている状態
において、前記した抵抗制御弁11による圧損増大が生
じると、その増大分だけインターフェース圧力を降下さ
せることができる。
第2図は制御回路20の具体的構成を示すブロック図で
あシ、第3図はそのタイムチャートを示す図である。こ
の制御回路20の構成および動作については後で詳しく
説明する。
第4図は本装置の動作原理を示す図である。
以下第4図に基づき説明する。エンジン停止後はエンジ
ン内弁1aが閉であり、エンジン模擬弁10を通じて推
進剤を放出するのであるからエンジンインターフェース
圧力PI(k?/cIn2)と推進剤流量F (m /
s・C〕との間には次式が成シ立っ。
(KnO値は、エンジンの等価抵抗係数Kgとほぼ等し
く選ぶのが配管設計上効果的である。即ちKD屋−であ
る、) 供給配管6による圧損は、抵抗制御弁出口圧力をP2〔
kg/cIn2〕と表わすと、p2− p、であり、推
進剤流tFとの間に なる関係がある。また抵抗制御弁11にょる圧損け、推
進剤供給元圧をP t (kg/era’ )とすれば
、Cv:抵抗制御弁7の弁Cv値 〔−〕なる関係があ
る。(通常制御弁はこのCY値を任意の値に制御出来る
ものを言う。) 式(1)より であり、式(1)′を(2)K代入してP2について解
くと、 となる。式(2)′を式(3)に代入してCYについて
解くと である0式(4)を考察すると、K1 + KD + 
KPは推進剤や配管によって与えられる定数であるので
、インターフェース圧力Prの降下パターン曲線の目標
値が P菫 −p、  (t  )            
               ・・・(5)のように
設定されれば、これを式(4)に代入してCY値を計算
して求め、このCV値通りに抵抗制御弁IIを制御する
ことに依ジインター7エース圧力P!を式(5)で示さ
れる所期の圧力降下i4?ターンに一致させることが可
能であることが明らかである。
式(4)を実際に想定される試験設備の諸データに基づ
いて計算した例を第5図に示す。第5図の例ではインタ
ーフェース圧力P!を、エンジン燃焼中定常圧力Pts
 (−12,0klF/m2)からΔT−5秒でP r
 L (−3kll/cm2)まで直線的に降下させる
場合に要されるCv値副制御状態示している。同図より
更にエンジン模擬弁\ν′を通じて推進剤が流iFにて
放出されることが明らかである。言い変えるとこの推進
剤流量Fを、エンジン停止後も供給配管6や抵抗制御弁
11の中を流すために、エンジン模擬弁10通じて放出
する必要が20について詳しく説明する。圧力制御期間
T中(エンジン燃焼中、急速降圧中、低圧力保持中)、
推進剤供給元圧P、を、圧力検出器6によりフィードバ
ックしPID調節計21にて設定値pym@tと比較演
算を行い、この信号Xにて加圧制御弁4を制御すること
により常にPT−・tと等−10〜 しくなるこう一定値に保つ。スイッチ22は圧力制御が
終了したら、即ち圧力制御指令8PがOFFとなったら
PID制御を断とし加圧制御弁4を全閉にするものであ
る。エンジン1が停止すると停止信号smがONとなシ
、AND素子25に依ジエンジン模擬弁開信号Soが出
力されエンジン模擬弁10が開く、エンジン模擬弁10
は圧力制御が終了する迄(8PがONO間)開き続けそ
の稜間となる。
関数発生器26はエンジンが停止(Sit :ON) 
スるとその時刻を1−0とし、それ以降式(5)に従っ
て各時刻tに於ける目標インターフェース圧力PI−P
1(t)を演算する。計算回路27は、この目標インタ
ーフェース圧力P!と、圧力検出器8により検出された
実際の推進剤供給元圧Pt(前述のようにこれはPID
調節計21により股定値Pys@tに等しくなっている
が誤差等を考慮してPya@tの値より、実際の値PT
を使用する方が精密な制御が期待出来る。)とよシ式(
4)に従うて制御すべき抵抗制御弁11のCv値を計算
する。尚、実際の制御弁はその開度りを変化させてCv
値を変化させるものであるから、抵抗制御弁11の弁特
性 Cv=f(L)           ・・・(6)よ
り L = f−’ (Cv)         −(
6)’なる開度信号りを抵抗制御弁1ノに与えるための
関数発生器28を設けておく、スイッチ29は圧力制御
が終了したら(即ちSP:0FF)抵抗制御弁11を全
閉とするものである。
NOT素子23は圧力制御が終了したら(即ちSP:0
FF)逃気弁開信号BYをONにするもので、これに依
り逃気弁5が開となる。(終了後は安全の為圧力をかけ
ないことが必要である。)上記制御回路20により、第
3図に示すような制御状態が実現でき、インターフェー
ス圧力ptを目標の圧力降下曲線どおりに制御すること
ができる。なお制御回路20は電子回路あるいはコンピ
ュータソフトウェアにより容易に実現し得るものである
。尚、本発明はロケットエンジン地上燃焼試験のみでな
く、一般プラント等において液体の圧力を急激に降下さ
せるような場合の圧力制御装置としても十分応用出来る
ものである。
〔発明の効果〕
以上詳述したように、本発明によれば次のような効果を
奏する。
1)大容量の逃気弁は不要であシ、通常の推進剤供給配
管サイズと同程度の抵抗制御弁、エンジン模擬弁を設け
るのみであるから制御は容易であシ、また低コストで実
現可能である。(エンジン模擬弁は配管の予冷・液抜き
に使用する排出弁等を利用しても喪い。) 肋 インターフェース圧力の降圧制御はタンク内推進剤
残量に左右されることはないので全ての試験条件に容易
に対応出来る。
!11)任意のインターフェース圧力降下ノリーンに対
してもそのノ母ターンを予め制御回路に設定するのみで
対応出来、設備の変更等は不要である。
【図面の簡単な説明】
第1図〜第5図は本発明の一実施例を示す図で、第1図
は全体の構成を示す系統図、第2図は制御回路の構成を
示すプロンク図、第3図は同制御回路の動作タインング
を示す図、第4図は本装置の動作原理説明図、第5図は
インターフェース圧力と時間の関係を示す図である。第
6図は従来例の構成を示す系統図である。 1・・・供試ロケットエンジン、1a・・・エンジン内
弁、2・・・推進剤供給タンク、3・・・加圧ガスがン
ペ、4・・・加圧制御弁、5・・・逃気弁、6・・・推
進剤供給配管、7・・・供給制御弁、8・・・圧力検出
器、9・・・制御回路、10・・・エンジン模擬弁、1
1・・・抵抗制御弁、20・・・制御回路。 出願人復代理人 弁理士 鈴 江 武 彦第3図 第4図 手続補正書 、In 6q、10.1,7□ 1、事件の表示 特願昭60−185544 号 2、発明の名称 圧力制御装置 3、補正をする渚 事件との関係 特許出願人 (620)  三菱重工業株式会社 4、復代 理 人

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. ロケットエンジンの地上燃焼試験設備における推進剤供
    給圧力制御装置において、加圧制御弁のPID制御を行
    なうことにより推進剤供給元圧を加圧ガスによって一定
    に保つ手段と、ロケットエンジンへ推進剤を供給する配
    管に設けられエンジン停止後において推進剤を放出し推
    進剤供給用の配管に推進剤を流し続けるエンジン模擬弁
    と、このエンジン模擬弁により推進剤が前記配管を流れ
    続けている期間において前記配管に設けた抵抗制御弁を
    絞り込むことにより圧損を増大させ推進剤供給圧力を目
    標パターン通りに降下させる手段とを具備したことを特
    徴とする圧力制御装置。
JP60185544A 1985-08-23 1985-08-23 圧力制御装置 Pending JPS6245965A (ja)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP60185544A JPS6245965A (ja) 1985-08-23 1985-08-23 圧力制御装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP60185544A JPS6245965A (ja) 1985-08-23 1985-08-23 圧力制御装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPS6245965A true JPS6245965A (ja) 1987-02-27

Family

ID=16172659

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP60185544A Pending JPS6245965A (ja) 1985-08-23 1985-08-23 圧力制御装置

Country Status (1)

Country Link
JP (1) JPS6245965A (ja)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0293283A (ja) * 1988-09-30 1990-04-04 Hitachi Ltd 機器への流体送入制御方法
KR100436501B1 (ko) * 2001-08-27 2004-06-22 현대모비스 주식회사 액체로켓 인젝터시험장치
US7477966B1 (en) * 2004-02-20 2009-01-13 Lockheed Martin Corporation Propellant management system and method for multiple booster rockets
CN103953464A (zh) * 2014-05-06 2014-07-30 北京控制工程研究所 一种对双组元姿控推力器在轨性能进行地面标定的方法
CN109455492A (zh) * 2018-12-10 2019-03-12 中国航天空气动力技术研究院 一种高压包罩试验送进装置

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0293283A (ja) * 1988-09-30 1990-04-04 Hitachi Ltd 機器への流体送入制御方法
KR100436501B1 (ko) * 2001-08-27 2004-06-22 현대모비스 주식회사 액체로켓 인젝터시험장치
US7477966B1 (en) * 2004-02-20 2009-01-13 Lockheed Martin Corporation Propellant management system and method for multiple booster rockets
CN103953464A (zh) * 2014-05-06 2014-07-30 北京控制工程研究所 一种对双组元姿控推力器在轨性能进行地面标定的方法
CN109455492A (zh) * 2018-12-10 2019-03-12 中国航天空气动力技术研究院 一种高压包罩试验送进装置
CN109455492B (zh) * 2018-12-10 2024-03-15 中国航天空气动力技术研究院 一种高压包罩试验送进装置

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6655152B2 (en) Fuel control system for multiple burners
JPS6245965A (ja) 圧力制御装置
JPS62142829A (ja) ガスタ−ビン・ジエツト推進機関のアフタ−バ−ナ用燃料供給制御装置
CN111271193A (zh) 一种低温液体火箭推进剂管路控制***及液体火箭发动机
KR900005040A (ko) 터어빈 조속 밸브 모니터링 방법 및 장치
WO2004005697A3 (en) Battle override valve
JP2001140711A (ja) 船舶主機燃料加熱装置
CN108563809A (zh) 液化石油气储罐泄压***泄放量的计算方法
JPH11173214A (ja) 燃焼式推力発生装置
CN211852015U (zh) 低温液体火箭推进剂管路控制结构及液体火箭发动机
JPH067280Y2 (ja) 低温液体運搬船への冷却液自動積込回収装置
JPS6258030A (ja) 複式燃料デイ−ゼルエンジンの制御装置
JPS5654959A (en) Control method of fuel injection timing adjustment device
JPS57187528A (en) Controller for combustion of combustion furnace
JPS6043103A (ja) 蒸気系統制御装置
JPH0916266A (ja) 流量制御装置
RU2143579C1 (ru) Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата
JPS62252819A (ja) ガス燃料供給装置
JPH07305653A (ja) 窒素エンジン
JPS60157613A (ja) 推進薬入口圧力制御装置
JPS55100907A (en) Control of pressure at top of blast furnace
JPS5680600A (en) Liquefied gas evaporator and operating method for the same
JPH034735B2 (ja)
CN117846814A (zh) 航天器推进***在轨进入稳定状态的方法及***
JP3309534B2 (ja) 衛星推進薬タンク用ヘリウムガス充填装置