CN111692014A - 一种液体火箭发动机及其推力控制方法、装置和运载火箭 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种火箭发动机及其推力控制方法、装置和运载火箭，该方法和装置应用于液体火箭发动机，液体火箭发动机设置有涡轮泵、燃气发生器和推力室以及阀门等组合件，并在用于向燃气发生器输送氧化剂的第一支路上设置有推力调节阀。该推力控制方法具体为获取液体火箭发动机推力室的当前压力；根据推力室当前压力和当前所需的目标压力进行计算，得到推力调节阀开度调节参数；根据开度调节参数对推力调节阀的开度进行调节，以使推力调节阀的开度达到目标开度。通过对推力调节阀的开度的调节，可以实现对发动机流量的调节，从而实现对推力的调节，通过对推力的调节即可实现运载火箭的弹道优化和箭体回收。
Description
技术领域
本申请涉及航天技术领域，更具体地说，涉及一种液体火箭发动机及其推力控制方法、装置和运载火箭。
背景技术
目前国内国外主要的大推力火箭的发送机一般采用液体火箭发动机，其通过双元液体燃料的燃烧实现推力输出。然而，目前的液体火箭发动机的推力都只能恒推力输出，无法对推力进行调节实现运载火箭的弹道优化和箭体的回收，从而使目前航天发射的发射成本居高不下。
发明内容
有鉴于此，本申请提供一种液体火箭发动机及其推力控制方法、装置和运载火箭，用于对运载火箭上的液体火箭发动机的推力进行调节，通过对推力调节实现运载火箭的弹道优化和箭体回收。
为了实现上述目的，现提出的方案如下：
一种推力控制方法，应用于液体火箭发动机，所述液体火箭发动机设置有涡轮泵、燃气发生器和推力室，所述涡轮泵包括连接在一起的第一泵、第二泵和涡轮，所述第一泵的出口通过第一管路与所述推力室连通，所述第一管路还通过第一支路与所述燃气发生器连通，所述第一支路上设置有推力调节阀，所述第二泵的出口通过第二管路与所述推力室连通，所述第二管路还通过第二支路与所述燃气发生器连通，所述燃气发生器用于输出推动所述涡轮的燃气，所述推力控制方法包括步骤：
获取所述液体火箭发动机的当前压力；
根据所述当前压力和当前所需的目标压力进行计算，得到开度调节参数；
根据所述开度调节参数对所述推力调节阀的开度进行调节，以使所述推力调节阀的开度达到目标开度。
可选的，所述根据所述当前推力和当前所需的目标推力进行计算，包括步骤：
计算所述当前推力与所述目标推力的压力偏差；
对所述压力偏差进行PID计算，得到所述目标开度；
基于所述推力调节阀的当前开度和所述目标开度进行计算，得到所述开度调节参数。
可选的，所述第一泵为氧化剂泵或者燃料泵，其中：
所述氧化剂泵用于在所述涡轮的推动下将氧化剂分别泵入所述推力室和所述燃气发生器；
所述燃料泵用于将在所述涡轮的推动下将燃料分别泵入所述推力室和所述燃气发生器。
可选的，还包括步骤：
当所述目标压力与所述当前压力之间的差值小于预设控制精度时，停止对所述开度的调节。
一种推力控制装置，应用于液体火箭发动机，所述液体火箭发动机设置有涡轮泵、燃气发生器和推力室，所述涡轮泵包括连接在一起的第一泵、第二泵和涡轮，所述第一泵的出口通过第一管路与所述推力室连通，所述第一管路还通过第一支路与所述燃气发生器连通，所述第一支路上设置有推力调节阀，所述第二泵的出口通过第二管路与所述推力室连通，所述第二管路还通过第二支路与所述燃气发生器连通，所述燃气发生器用于输出推动所述涡轮的燃气，所述推力控制装置包括：
压力获取模块，用于获取所述液体火箭发动机的当前压力；
参数计算模块，用于根据所述当前压力和当前所需的目标压力进行计算，得到开度调节参数；
控制执行模块，用于根据所述开度调节参数对所述推力调节阀的开度进行调节，以使所述推力调节阀的开度达到目标开度。
可选的，所述参数计算模块包括：
第一计算单元，用于计算所述当前推力与所述目标推力的压力偏差；
第二计算单元，用于对所述压力偏差进行PID计算，得到所述目标开度；
第三计算单元，用于基于所述推力调节阀的当前开度和所述目标开度进行计算，得到所述开度调节参数。
可选的，所述第一泵为氧化剂泵或者燃料泵，其中：
所述氧化剂泵用于在所述涡轮的推动下将氧化剂分别泵入所述推力室和所述燃气发生器；
所述燃料泵用于将在所述涡轮的推动下将燃料分别泵入所述推力室和所述燃气发生器。
可选的，还包括：
精度控制模块，用于当所述目标推力与所述当前推力之间的差值小于预设控制精度时，停止对所述开度的调节。
一种液体火箭发动机，包括涡轮泵、燃气发生器和推力室，所述涡轮泵包括共轴连接的第一泵、第二泵和涡轮，所述第一泵的出口通过第一管路与所述推力室连通，所述第一管路还通过第一支路与所述燃气发生器连通，所述第一支路上设置有推力调节阀，所述第二泵的出口通过第二管路与所述推力室连通，所述第二管路还通过第二支路与所述燃气发生器连通，所述燃气发生器用于输出推动所述涡轮的燃气，还包括如上面所述的推力控制装置。
一种运载火箭，其特征在于，设置有至少一台如上面所述的液体火箭发动机。
从上述的技术方案可以看出，本申请公开了一种火箭发动机及其推力控制方法、装置和运载火箭，该方法和装置应用于液体火箭发动机，液体火箭发动机设置有涡轮泵、燃气发生器和推力室，并在用于向燃气发生器输送氧化剂的第一支路上设置有推力调节阀。该推力控制方法具体为获取液体火箭发动机的当前压力；根据当前压力和当前所需的目标压力进行计算，得到开度调节参数；根据开度调节参数对推力调节阀的开度进行调节，以使推力调节阀的开度达到目标开度。通过对推力调节阀的开度的调节，可以实现对进入燃气发生器中氧化剂流量的控制，这样燃气发生器输出的燃气的流量就会发生变化，涡轮泵的转速随之发生变化，涡轮泵转速的变化导致发动机流量的变化，从而实现对推力的调节，通过对推力的调节即可实现运载火箭的弹道优化和箭体回收。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为一种液体火箭发动机的示意图；
图2为另一种液体火箭发动机的示意图；
图3为本申请实施例的一种推力控制方法的流程图；
图4为本申请实施例的另一种推力控制方法的流程图；
图5为本申请实施例的一种推力控制装置的框图；
图6为本申请实施例的另一种推力控制装置的框图。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
本实施例中所提供的液体火箭发动机为燃气发生器循环火箭发动机，因此其通过涡轮泵将其中的箭体中携带的燃料输送到推力室，这里的燃料为液氧/煤油、液氧/液氢或液氧/甲烷，其中前者为氧化剂，后者为燃料。为此，该液体火箭发动机至少设置有涡轮泵10、燃气发生器20和推力室30，其中，涡轮泵10包括连接在一起的第一泵11、第二泵12和涡轮13，如图1所示。另外，图中第一泵、第二泵和涡轮是通过一个轴共轴连接的，在实际实施时还可以通过相应的轴将涡轮分别与第一泵、第二泵连接。
燃料箱中的氧化剂和燃料进入燃气发生器后产生高温高压燃气，高温高压燃气推动涡轮旋转带动第一泵和第二泵工作，第一泵和第二泵则分别将氧化剂和燃料送入推力室进行燃烧，并产生推动火箭上升的巨大推力。
推力室根据推进剂的物性、涡轮泵布局等要求，选用其中之一作为氧化剂泵或者燃料泵。如果选第一泵为氧化剂泵，则第二泵则作为燃料泵。第一泵11的进口与火箭的氧化剂箱连通、其出口通过第一管路40与推力室内的氧化剂喷嘴连通，在第一管路上还设置开孔，第一支路50通过该开孔与燃气发生器内的氧化剂喷嘴连通；第二泵的进口与火箭的燃料箱连通、其出口通过第二管路60与推力室冷却夹套入口连接，第二管路上同样设置有相应的开孔，第二支路70通过该开孔将第二管路与燃气发生器的燃烧剂喷嘴连通。
由于推力室中高温燃气的存在，为了保护推力室的外壁不至于被高温燃气损坏甚至烧穿，本实施例中首先将燃料送入推力室外壁内设置的冷却夹套，然后冷却夹套出口与推力室入口的喷嘴连通，因此，这种情况下第二管路会与设置在推力室冷却夹套进口连通，如图2所示。
第一支路和第二支路将氧化剂和燃料分别送入推力室内进行燃烧，以产生火箭飞行所需要的推力；第一支路和第二支路则用于将氧化剂和燃料送入燃气发生器进行燃烧，以产生推动涡轮转动所需的燃气。
火箭发动机的推力按下式进行计算：
F＝qmIsp
式中：F——发动机推力，qm——发动机流量，Isp——发动机比冲。
从本式可以看出，火箭发动机的推力主要由发动机流量和比冲决定，而对于泵压式液体发动机，当推进剂混合比、燃烧效率变化不大时，比冲不会有明显改变，因此发动机推力主要取决于推进剂流量。
基于以上分析，本申请提供以下实施例，以实现对液体火箭发动机的调节，在第一支路上设置有推力调节阀51。该推力调节阀为利用电动机调节的电动调节阀，其由电机和调节阀门组成，采用无刷直流伺服电机而和等比例调节阀门，可以实时响应目标阀门位置，电机动态响应好，阀门调节精度高，为保证闭环响应特性，本发明不采用步进电机。
实施例一
图3为本申请实施例的一种推力控制方法的流程图
如图3所示，本实施例提供的推力控制方法应用于上面所描述的液体火箭发动机，具体包括如下步骤：
S1、获取液体火箭发动机的当前压力。
即在安装有液体火箭发动机的运载火箭正常点火并处于飞行过程中时，本应获取该液体火箭发动机的当前推力，但一般而言，推力无法实际测量，因此本申请采用间接方法得到该火箭发动机的当前压力。
S2、基于当前压力计算开度调节参数。
这里的开度调节参数是指用于对第一支路上设置的推力调节阀进行调节所需的参数，调节其开度的作用在于控制进入燃气发生器中的氧化剂的流量，进而使燃气发生器的燃气流量发生变化，涡轮转速也就得到调节，进而使第一泵和第二泵的输出量发生变化，从而实现对发动机流量的控制。
具体计算过程为：
首先计算当前压力与目标压力之间的压力偏差，这里的目标压力是指根据接收到的控制指令中所包括的目标推力解算得到的，这里利用压力作为控制目标是因为在工程实践中推力无法直接测量，而推力和推力室的室内的压力是单值函数关系，该函数为：
F＝f(Pc)，其中F为推力，Pc为推力室室内的压力。
因此，对火箭发动机推力的调节能够换算为对推力室室压的调节。上述单值函数可通过地面试验提前获得压力与的推力对应关系，通过该关系直接进行压力和推力的换算。基于以上分析，就可以根据该单值函数对解算得到的目标推力进行计算，从而得到所需的目标压力。
在得到目标压力的情况下，将目标压力与当前压力进行差值运算，即可得到该压力偏差△p(t)。
然后，基于得到的压力偏差进行PID计算，即比例积分微分运算，得到该推力调节阀的绝对位置要求θ，或者说该推力调节阀的目标开度。具体计算公式为：
其中，kp——比例系数，TI——积分系数，TD——微分系数。
最后，根据该目标开度、或者说绝对位置要求θ和该推力调节阀的当前开度进行计算，即根据两个开度所需调节的量得到开度调节参数。开度调节参数为正向调节量或者负向调节量，即当前开度抵达目标开度所需的开度变化值。
S3、根据开度调节参数对推力调节阀的开度进行调节。
在得到开度调节参数的情况下，依据该开度调节参数驱动推力调节阀的电机带动其调节阀门运行，以使该推力调节阀的开度为该目标开度，从而实现对进入燃气发生器内氧化剂的流量的控制。
从上述技术方案可以看出，本实施例提供了一种推力控制方法，该方法应用于液体火箭发动机，液体火箭发动机设置有涡轮泵、燃气发生器和推力室，并在用于向燃气发生器输送氧化剂的第一支路上设置有推力调节阀。该推力控制方法具体为获取液体火箭发动机的当前压力；根据当前压力和当前所需的目标压力进行计算，得到开度调节参数；根据开度调节参数对推力调节阀的开度进行调节，以使推力调节阀的开度达到目标开度。通过对推力调节阀的开度的调节，可以实现对进入燃气发生器中氧化剂流量的控制，这样燃气发生器输出的燃气的流量就会发生变化，涡轮泵的转速随之发生变化，涡轮泵转速的变化导致发动机流量的变化，从而实现对推力的调节，通过对推力的调节即可实现运载火箭的弹道优化和箭体回收。
还有，本实施例中还包括如下步骤，如图4所示：
S4、达到控制精度时停止对推力调节阀的开度的调节。
即在上述对推力调节阀的开度的调节过程中，当目标压力与当前压力之间的差值小于预设控制精度时，这里的预设控制精度选1％，即压力偏差小于当前压力的1％时，即使此时存在需要调节的偏差，但也停止对推力调节阀的开度的调节，这样增加对火箭控制的稳定性。
通过上述技术方案，可以实现对推力的大范围控制，经过实际检验，本实施例中的技术方案可以将火箭发动机的实际推力调整为其最大推力的10％以下，且能够在2秒内对推力实现小于1％的精确控制，更容易实现火箭箭体的回收。
实施例二
图5为本申请实施例的一种推力控制装置的框图
如图5所示，本实施例提供的推力控制装置应用于上面所描述的液体火箭发动机，具体包括压力获取模块10、参数计算模块20和控制执行模块30。
压力获取模块用于获取液体火箭发动机的当前压力。
即在安装有液体火箭发动机的运载火箭正常点火并处于飞行过程中时，本应获取该液体火箭发动机的当前推力，但一般而言，推力无法实际测量，因此本申请采用间接方法得到该火箭发动机的当前压力。
参数计算模块用于基于当前压力计算开度调节参数。
这里的开度调节参数是指用于对第一支路上设置的推力调节阀进行调节所需的参数，调节其开度的作用在于控制进入燃气发生器中的氧化剂的流量，进而使燃气发生器的燃气流量发生变化，涡轮转速也就得到调节，进而使第一泵和第二泵的输出量发生变化，从而实现对发动机流量的控制。
该模块具体包括第一计算单元、第二计算单元和第三计算单元。
第一计算单元用于计算当前压力与目标压力之间的压力偏差，这里的目标压力是指根据接收到的控制指令中所包括的目标推力解算得到的，这里利用压力作为控制目标是因为在工程实践中推力无法直接测量，而推力和推力室的室内的压力是单值函数关系，该函数为：
F＝f(Pc)，其中F为推力，Pc为推力室室内的压力。
因此，对火箭发动机推力的调节能够换算为对推力室室压的调节。上述单值函数可通过地面试验提前获得压力与的推力对应关系，通过该关系直接进行压力和推力的换算。基于以上分析，就可以根据该单值函数对解算得到的目标推力进行计算，从而得到所需的目标压力。
在得到目标压力的情况下，将目标压力与当前压力进行差值运算，即可得到该压力偏差△p(t)。
第二计算单元用于基于得到的压力偏差进行PID计算，即比例积分微分运算，得到该推力调节阀的绝对位置要求θ，或者说该推力调节阀的目标开度。具体计算公式为：
其中，kp——比例系数，TI——积分系数，TD——微分系数。
第三计算单元用于根据该目标开度、或者说绝对位置要求θ和该推力调节阀的当前开度进行计算，即根据两个开度所需调节的量得到开度调节参数。开度调节参数为正向调节量或者负向调节量，即当前开度抵达目标开度所需的开度变化值。
控制执行模块用于根据开度调节参数对推力调节阀的开度进行调节。
在得到开度调节参数的情况下，依据该开度调节参数驱动推力调节阀的电机带动其调节阀门运行，以使该推力调节阀的开度为该目标开度，从而实现对进入燃气发生器内氧化剂的流量的控制。
从上述技术方案可以看出，本实施例提供了一种推力控制装置，该装置应用于液体火箭发动机，液体火箭发动机设置有涡轮泵、燃气发生器和推力室，并在用于向燃气发生器输送氧化剂的第一支路上设置有推力调节阀。该推力控制装置具体用于获取液体火箭发动机的当前压力；根据当前压力和当前所需的目标压力进行计算，得到开度调节参数；根据开度调节参数对推力调节阀的开度进行调节，以使推力调节阀的开度达到目标开度。通过对推力调节阀的开度的调节，可以实现对进入燃气发生器中氧化剂流量的控制，这样燃气发生器输出的燃气的流量就会发生变化，涡轮泵的转速随之发生变化，涡轮泵转速的变化导致发动机流量的变化，从而实现对推力的调节，通过对推力的调节即可实现运载火箭的弹道优化和箭体回收。
还有，本实施例中的推力控制装置还包括精度控制模块40，如图6所示：
精度控制模块用于在达到控制精度时停止对开度的调节。
即在上述对推力调节阀的开度的调节过程中，当目标压力与当前压力之间的差值小于预设控制精度时，这里的预设控制精度选1％，即压力偏差小于当前压力的1％时，即使此时存在需要调节的偏差，但也停止对推力调节阀的开度的调节，这样增加对火箭控制的稳定性。
通过上述技术方案，可以实现对推力的大范围控制，经过实际检验，本实施例中的技术方案可以将火箭发动机的实际推力调整为其最大推力的10％以下，且能够在2秒内对推力实现小于1％的精确控制，更容易实现火箭箭体的回收。
实施例三
本实施例提供了一种液体火箭发动机，该液体火箭发动机如图2所示，且设置有上面实施例所提供的推力控制装置。
该推力控制装置具体用于获取液体火箭发动机的当前压力；根据当前压力和当前所需的目标压力进行计算，得到开度调节参数；根据开度调节参数对推力调节阀的开度进行调节，以使推力调节阀的开度达到目标开度。通过对推力调节阀的开度的调节，可以实现对进入燃气发生器中氧化剂流量的控制，这样燃气发生器输出的燃气的流量就会发生变化，涡轮泵的转速随之发生变化，涡轮泵转速的变化导致发动机流量的变化，从而实现对推力的调节，通过对推力的调节即可实现运载火箭的弹道优化和箭体回收。
实施例四
本实施例提供了一种运载火箭，该运载火箭设置有至少一个上面实施例所提供的液体火箭发动机，还可以同时设置多个与该液体火箭发动机相同或不同的液体发动机。该液体火箭发动机设置具有上面所述的推力控制装置。
该推力控制装置具体用于获取液体火箭发动机的当前压力；根据当前压力和当前所需的目标压力进行计算，得到开度调节参数；根据开度调节参数对推力调节阀的开度进行调节，以使推力调节阀的开度达到目标开度。通过对推力调节阀的开度的调节，可以实现对进入燃气发生器中氧化剂流量的控制，这样燃气发生器输出的燃气的流量就会发生变化，涡轮泵的转速随之发生变化，涡轮泵转速的变化导致发动机流量的变化，从而实现对推力的调节，通过对推力的调节即可实现运载火箭的弹道优化和箭体回收。
本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。
本领域内的技术人员应明白，本发明实施例的实施例可提供为方法、装置、或计算机程序产品。因此，本发明实施例可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明实施例可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本发明实施例是参照根据本发明实施例的方法、终端设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理终端设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理终端设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理终端设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理终端设备上，使得在计算机或其他可编程终端设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程终端设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
尽管已描述了本发明实施例的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例做出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明实施例范围的所有变更和修改。
最后，还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者终端设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者终端设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者终端设备中还存在另外的相同要素。
以上对本发明所提供的技术方案进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
Claims (10)
1.一种推力控制方法，应用于液体火箭发动机，所述液体火箭发动机设置有涡轮泵、燃气发生器和推力室，所述涡轮泵包括连接在一起的第一泵、第二泵和涡轮，所述第一泵的出口通过第一管路与所述推力室连通，所述第一管路还通过第一支路与所述燃气发生器连通，所述第一支路上设置有推力调节阀，所述第二泵的出口通过第二管路与所述推力室连通，所述第二管路还通过第二支路与所述燃气发生器连通，所述燃气发生器用于输出推动所述涡轮的燃气，其特征在于，所述推力控制方法包括步骤：
获取所述液体火箭发动机的当前压力；
根据所述当前压力和当前所需的目标压力进行计算，得到开度调节参数；
根据所述开度调节参数对所述推力调节阀的开度进行调节，以使所述推力调节阀的开度达到目标开度。
2.如权利要求1所述的推力控制方法，其特征在于，所述根据所述当前推力和当前所需的目标推力进行计算，包括步骤：
计算所述当前推力与所述目标推力的压力偏差；
对所述压力偏差进行PID计算，得到所述目标开度；
基于所述推力调节阀的当前开度和所述目标开度进行计算，得到所述开度调节参数。
3.如权利要求1所述的推力控制方法，其特征在于，所述第一泵为氧化剂泵或者燃料泵，其中：
所述氧化剂泵用于在所述涡轮的推动下将氧化剂分别泵入所述推力室和所述燃气发生器；
所述燃料泵用于将在所述涡轮的推动下将燃料分别泵入所述推力室和所述燃气发生器。
4.如权利要求1～3任一项所述的推力控制方法，其特征在于，还包括步骤：
当所述目标压力与所述当前压力之间的差值小于预设控制精度时，停止对所述开度的调节。
5.一种推力控制装置，应用于液体火箭发动机，所述液体火箭发动机设置有涡轮泵、燃气发生器和推力室，所述涡轮泵包括连接在一起的第一泵、第二泵和涡轮，所述第一泵的出口通过第一管路与所述推力室连通，所述第一管路还通过第一支路与所述燃气发生器连通，所述第一支路上设置有推力调节阀，所述第二泵的出口通过第二管路与所述推力室连通，所述第二管路还通过第二支路与所述燃气发生器连通，所述燃气发生器用于输出推动所述涡轮的燃气，其特征在于，所述推力控制装置包括：
压力获取模块，用于获取所述液体火箭发动机的当前压力；
参数计算模块，用于根据所述当前压力和当前所需的目标压力进行计算，得到开度调节参数；
控制执行模块，用于根据所述开度调节参数对所述推力调节阀的开度进行调节，以使所述推力调节阀的开度达到目标开度。
6.如权利要求5所述的推力控制装置，其特征在于，所述参数计算模块包括：
第一计算单元，用于计算所述当前推力与所述目标推力的压力偏差；
第二计算单元，用于对所述压力偏差进行PID计算，得到所述目标开度；
第三计算单元，用于基于所述推力调节阀的当前开度和所述目标开度进行计算，得到所述开度调节参数。
7.如权利要求5所述的推力控制装置，其特征在于，所述第一泵为氧化剂泵或者燃料泵，其中：
所述氧化剂泵用于在所述涡轮的推动下将氧化剂分别泵入所述推力室和所述燃气发生器；
所述燃料泵用于将在所述涡轮的推动下将燃料分别泵入所述推力室和所述燃气发生器。
8.如权利要求5～7任一项所述的推力控制装置，其特征在于，还包括：
精度控制模块，用于当所述目标推力与所述当前推力之间的差值小于预设控制精度时，停止对所述开度的调节。
9.一种液体火箭发动机，包括涡轮泵、燃气发生器和推力室，所述涡轮泵包括共轴连接的第一泵、第二泵和涡轮，所述第一泵的出口通过第一管路与所述推力室连通，所述第一管路还通过第一支路与所述燃气发生器连通，所述第一支路上设置有推力调节阀，所述第二泵的出口通过第二管路与所述推力室连通，所述第二管路还通过第二支路与所述燃气发生器连通，所述燃气发生器用于输出推动所述涡轮的燃气，其特征在于，还包括如权利要求5～8任一项所述的推力控制装置。
10.一种运载火箭，其特征在于，设置有至少一台如权利要求9所述的液体火箭发动机。
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