CN114109652B - 一种液体火箭发动机的推力调节方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种液体火箭发动机的推力调节方法，包括步骤：在地面试车试验时获得液体火箭发动机推力室压力‑调节阀开度表；基于推力室压力‑调节阀开度表和制导系统给出的推力室压力指令，计算得到燃料副阀开度基准值；根据当前轴向目标过载和当前轴向实际过载进行计算，得到燃料副阀开度指令；基于燃料副阀开度指令和所述推力室压力‑调节阀开度表计算得到氧化剂副阀、主阀开度指令；对阀开度进行调节，使发动机达到需要推力。本发明采用加速度计测量得到的过载信息对发动机调节阀开度进行修正，无需增加传感器，实现对飞行过程中的运载火箭发动机推力进行精确调节，有利于回收过程箭体的姿、轨控，满足低成本、可回收火箭的技术需求。

Description

一种液体火箭发动机的推力调节方法及装置

技术领域

本发明涉及液体火箭发动机领域，特别涉及一种液体火箭发动机的推力调节方法及装置。

背景技术

目前国际上仅有SpaceX公司成功实现了多次重复使用火箭并开展了商业发射，通过返回式火箭技术重复使用箭体和发动机，大大降低了发射成本，带动了商业航天技术发展；发展低成本的可回收液体火箭是未来一段时间的研究方向，而大范围推力可调液体火箭发动机是实现低成本、可回收火箭的关键技术。国内外的大型液体火箭发动机通常是通过双元液体燃料的燃烧实现推力输出，通过推力调节技术实现火箭回收时不同飞行阶段和环境对推力的不同需求，以保障回收着陆过程精准的位置和速度控制。

发动机推力实时闭环控制需要对发动机的多个压力、温度等参数进行监测，而火箭飞行时由于飞行环境的限制，要实现实时监测、处理、传输发动机的多个状态参数不易实现，且不利于降低发射成本。若采用地面试车试验得到的推力室压力-调节阀开度表进行纯开环控制，可能会由于天地不一致性带来推力偏差，而开环控制不具备偏差修正能力，进而不利于回收过程箭体的姿、轨控。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供一种液体火箭推力调节方法和装置，采用加速度计测量得到的过载信息对发动机调节阀开度进行修正，无需增加传感器，即可对飞行过程中的运载火箭发动机推力进行精确调节。

为了实现上述目的，本发明提出的方案如下：

一种液体火箭发动机推力调节方法，所述液体火箭发动机包括包括燃料贮箱、氧化剂贮箱、燃气发生器、涡轮、推力室以及管路，所述燃料贮箱中的燃料和氧化剂贮箱中的氧化剂大部分通过主路管路进入推力室燃烧，小部分通过副路管路进入燃气发生器燃烧；所述副路管包括燃料副管路和氧化剂副管路，并分别设有燃料副阀和氧化剂副阀用于调节进入燃气发生器的燃料和氧化剂流量；所述主管路中的氧化剂主管路设有氧化剂主阀，用于调节进入推力室的氧化剂流量，通过三个阀门的配合共同对发动机推力进行调节并且保持其他状态参数稳定；

所述推力调节方法包括如下步骤：

S1、在地面试车试验时获得所述液体火箭发动机推力室压力-调节阀开度表；

S2、基于所述推力室压力-调节阀开度表和制导系统实时给出的推力室压力指令，计算得到燃料副阀开度基准值x_gfcv0；

S3、获取所述液体火箭的当前轴向目标过载n_{x_cx}与当前轴向实际过载n_x；

S4、根据所述当前轴向目标过载和当前轴向实际过载进行计算，包括步骤：

S41、计算所述当前轴向目标过载n_{x_cx}与所述轴向实际过载的偏差Δn_x；

S42、基于步骤S41计算得到的过载偏差Δn_x进行PI控制器计算，得到燃料副阀开度修正量Δx_gfcv；

S43、基于所述燃料副阀开度初始值x_gfcv0和所述燃料副阀开度修正量Δx_gfcv进行计算，得到燃料副阀开度指令；

S5、基于所述燃料副阀开度指令和所述推力室压力-调节阀开度表计算得到氧化剂副阀和氧化剂主阀开度指令；

S6、根据所述燃料副阀、氧化剂副阀、氧化剂主阀开度指令对所述调节阀开度进行调节，使所述发动机推力达到需要推力。

进一步地，当所述步骤S41计算得到的过载偏差小于预设控制精度时，停止对阀门开度的调节。

进一步地，所述步骤S42中PI控制参数选择的方法是依据发动机设计的理论参数，计算各推力工况下推力产生的过载与燃料副阀开度比值的平均值

(通过理论计算或实验都可以得到

)；

Δx_gfcv的具体计算如下：

Δx_gfcv＝k₁×Δn_x+k₂×∫Δn_x

其中，k₁为比例系数，为

的0.2-0.4倍，k₂为积分系数，为k₁的0.2-0.3倍。

进一步地，所述燃料副阀开度指令x_{gfcv_cx}是由燃料副阀开度修正量Δx_gfcv与燃料副阀开度基准值x_gfcv0叠加得到：

x_gfcv＿cx＝x_gfcv0+Δx_gfcv

进一步地，所述步骤S5中根据推力室压力-调节阀开度表，利用燃料副阀开度指令进行插值(氧化剂副阀开度指令和氧化剂主阀开度与甲烷副阀开度具有固定关系)，得到氧化剂副阀开度指令x_{gocv_cx}和氧化剂主阀开度指令x_{mocv_cx}，对发动机推力进行调节。

本发明还提供一种推力控制装置，其特征在于，其应用于上述液体火箭发动机，所述推力调节装置包括：

参数获取模块，用于步骤S3中获取需要轴向过载和实际轴向过载；

补偿计算模块，用于步骤S4中计算过载差值，并进行PI控制器计算，得到甲烷副阀开度补偿值以及甲烷副阀、氧副阀和氧主阀的开度指令；

控制执行模型，用于步骤S5中将各个阀门指令响应至需要的开度。

与现有技术相比，本发明提供了一种液体火箭的推力调节方法和装置，采用加速度计测量得到的过载信息对发动机调节阀开度进行修正，无需增加传感器，就能实现对飞行过程中的运载火箭发动机推力进行精确调节，有利于回收过程箭体的姿、轨控，满足低成本、可回收火箭的技术需求。

附图说明

图1为本发明具体实施方式中火箭发动机结构示意图。

符号说明：1-氧化剂主管路，11-氧化剂副管路，2-燃料主管路，21-燃料副管路，3-氧化剂主阀，4-氧化剂副阀，5-燃料副阀，6-燃气发生器，7-推力室，8-涡轮。

具体实施方式

为进一步说明本发明，以下提供一种具体实施方式，将本发明应用于涡轮泵增压式液体火箭。

涡轮泵增压式液体火箭发动机包括燃料贮箱、氧化剂贮箱、燃气发生器、涡轮、推力室以及管路，燃料和氧化剂经大部分通过主路管路进入推力室燃烧，小部分通过副路管路进入燃气发生器燃烧，产生的高温高压燃气驱动所述涡轮做功后经过推力回收喷管排出发动机外。副路管包括燃料副管路和氧化剂副管路，并分别设有燃料副阀和氧化剂副阀用于调节进入燃气发生器的燃料和氧化剂流量；所述主管路中的氧化剂主管路设有氧化剂主阀，用于调节进入推力室的氧化剂流量，通过三个阀门的配合共同对发动机推力进行调节并且保持其他状态参数稳定，其具体结构如图1所示；

发动机推力的具体调节方法包括如下步骤：

S1、在地面试车试验时获得所述液体火箭发动机推力室压力-调节阀开度表；

S2、基于所述推力室压力-调节阀开度表和制导系统实时给出的推力室压力指令，计算得到燃料副阀开度基准值x_gfcv0；

S3、获取所述液体火箭的当前轴向目标过载n_{x_cx}与当前轴向实际过载n_x；

S4、根据所述当前轴向目标过载和当前轴向实际过载进行计算，包括步骤：

S41、计算所述当前轴向目标过载与所述轴向实际过载的偏差Δn_x；

S42、基于步骤S41计算得到的过载偏差Δn_x进行PI控制器计算，得到燃料副阀开度修正量Δx_gfcv；

S43、基于所述燃料副阀开度初始值和所述燃料副阀开度修正量进行计算，得到燃料副阀开度指令；

S5、基于所述燃料副阀开度指令和所述推力室压力-调节阀开度表计算得到氧化剂副阀和氧化剂主阀开度指令；

S6、根据所述燃料副阀、氧化剂副阀、氧化剂主阀开度指令对所述调节阀开度进行调节，使所述发动机推力达到需要推力。

进一步地，当所述步骤S41计算得到的过载偏差小于预设控制精度时，停止对阀门开度的调节。

进一步地，所述步骤S42中PI控制参数选择的方法是依据发动机设计的理论参数，计算各推力工况下推力产生的过载与燃料副阀开度比值的平均值

(通过理论计算或实验都可以得到

)；

Δx_gfcv的具体计算如下：

Δx_gfcv＝k₁×Δn_x+k₂×∫Δn_x

其中，k₁为比例系数，为

的0.2-0.4倍，k₂为积分系数，为k₁的0.2-0.3倍。

进一步地，所述燃料副阀开度指令x_{gfcv_cx}是由燃料副阀开度修正量Δx_gfcv与燃料副阀开度基准值x_gfcv0叠加得到：

x_gfcv＿cx＝x_gfcv0+Δx_gfcv

进一步地，所述步骤S5中根据推力室压力-调节阀开度表，利用燃料副阀开度指令进行插值(氧化剂副阀开度指令和氧化剂主阀开度与甲烷副阀开度具有固定关系)，得到氧化剂副阀开度指令x_{gocv_cx}和氧化剂主阀开度指令x_{mocv_cx}，对发动机推力进行调节。

上述的调节方法适用于涡轮泵增压式液体火箭发动机，其他类型的液体火箭发动机阀门不一定是如此设置，但只要根据阀门数量及控制要求的不同，进行适应性调整即可采用本方法根据过载来修正推力偏差。

本发明还提供一种推力控制装置，其特征在于，其应用于上述液体火箭发动机，所述推力调节装置包括：

参数获取模块，用于步骤S3中获取需要轴向过载和实际轴向过载；

补偿计算模块，用于步骤S4中计算过载差值，并进行PI控制器计算，得到甲烷副阀开度补偿值以及甲烷副阀、氧副阀和氧主阀的开度指令；

控制执行模型，用于步骤S5中将各个阀门指令响应至需要的开度。

本发明的应用不局限于以甲烷-氧作为推进剂的液体发动机，也可用于氢-氧发动机、煤油-氧等双组元液体火箭发动机的推力调节控制。

Claims (6)

1.一种液体火箭发动机推力调节方法，其特征在于，所述液体火箭发动机包括燃料贮箱、氧化剂贮箱、燃气发生器、涡轮、推力室以及管路，所述燃料贮箱中的燃料和氧化剂贮箱中的氧化剂大部分通过主管路进入推力室燃烧，小部分通过副管路进入燃气发生器燃烧；所述副管路包括燃料副管路和氧化剂副管路，并分别设有燃料副阀和氧化剂副阀用于调节进入燃气发生器的燃料和氧化剂流量；所述主管路中的氧化剂主管路设有氧化剂主阀，用于调节进入推力室的氧化剂流量，通过三个阀门的配合共同对发动机推力进行调节并且保持其他状态参数稳定；

所述推力调节方法包括如下步骤：

S1、在地面试车试验时获得所述液体火箭发动机推力室压力-调节阀开度表；

S2、基于所述推力室压力-调节阀开度表和制导系统实时给出的推力室压力指令，计算得到燃料副阀开度基准值x_gfcv0；

S3、获取所述液体火箭的当前轴向目标过载n_{x_cx}与当前轴向实际过载n_x；

S4、根据所述当前轴向目标过载和当前轴向实际过载进行计算，包括步骤：

S41、计算所述当前轴向目标过载与所述轴向实际过载的偏差Δn_x；

S42、基于步骤S41计算得到的过载偏差Δn_x进行PI控制器计算，得到燃料副阀开度修正量Δx_gfcv；

S43、基于所述燃料副阀开度基准值x_gfcv0和所述燃料副阀开度修正量Δx_gfcv进行计算，得到燃料副阀开度指令；

S5、基于所述燃料副阀开度指令和所述推力室压力-调节阀开度表计算得到氧化剂副阀和氧化剂主阀的开度指令；

S6、根据所述燃料副阀、氧化剂副阀、氧化剂主阀开度指令分别对调节阀开度进行调节，使所述发动机推力达到需要推力。

2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机推力调节方法，其特征在于，当所述步骤S41计算得到的过载偏差小于预设控制精度时，停止对阀门开度的调节。

3.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机推力调节方法，其特征在于，所述步骤S42中PI控制参数选择的方法是依据发动机设计的理论参数，计算各推力工况下推力产生的过载与燃料副阀开度比值的平均值

Δx_gfcv的具体计算如下：

Δx_gfcv＝k₁×Δn_x+k₂×∫Δn_x

其中，k₁为比例系数，为

的0.2-0.4倍，k₂为积分系数，为k₁的0.2-0.3倍。

4.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机推力调节方法，其特征在于，所述步骤S43中，燃料副阀开度指令x_{gfcv_cx}是由燃料副阀开度修正量Δx_gfcv与燃料副阀开度基准值x_gfcv0叠加得到：

x_gfcv＿cx＝x_gfcv0+Δx_gfcv。

5.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机推力调节方法，其特征在于，所述步骤S5中根据推力室压力-调节阀开度表，利用燃料副阀开度指令进行插值，得到氧化剂副阀开度指令x_{gocv_cx}和氧化剂主阀开度指令x_{mocv_cx}，对发动机推力进行调节。

6.一种液体火箭发动机推力调节装置，其特征在于，应用于液体火箭发动机通过权利要求1-5任一项所述的推力调节方法对发动机推力进行调节，包括：

参数获取模块，用于步骤S3中获取轴向目标过载n_{x_cx}与当前轴向实际过载n_x；

补偿计算模块，用于步骤S4中计算过载差值，并进行PI控制器计算，得到甲烷副阀开度补偿值以及甲烷副阀、氧副阀和氧主阀的开度指令；

控制执行模型，用于步骤S5中将各个阀门指令响应至需要的开度。

Images