CN115200879A - 液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空航天技术领域，提供了一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法及系统。液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法包括：地面控制中心发送试车信号；响应于试车信号，液体火箭上搭载的高空试车台对高空试车台上的被试发动机进行试车，并获取试车过程中高空试车台所在的液体火箭的POGO振动情况以及蓄压器的工作情况；液体火箭控制中心基于POGO振动情况以及蓄压器的工作情况，向地面控制中心发送继续试车请求或将被试发动机关机请求。本发明能够根据高空飞行试车过程中的真实试车状况，实现液体火箭被试发动机在高空飞行试车过程中的自动关机控制，并且具有安全可靠、响应快等特点。

Description

液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法及系统

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法及系统。

背景技术

目前都是在地面采用高空试车台进行液体火箭被试发动机的高空模拟试验，在完成试车后，即可实施被试发动机关机。但是由于高空飞行试车环境更为复杂，地面的高空试车台无法准确模拟高空飞行的真实环境，因为在高空飞行试车过程中，被试发动机会对亚轨道火箭运动特性、质量特性、推进剂消耗等产生影响，因此，高空飞行的被试发动机在完成试车后，需要先对相关因素及条件进行判定，方可决定是否立即实施关机。此外，若是正在运行中的液体火箭出现一些故障现象后，也需要对当前环境进行评估，必要时对正在试车的被试发动机实施关机。

因此，亟需一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法。

发明内容

本发明提供一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法及系统，能够根据高空飞行试车过程中的真实试车状况，实现液体火箭被试发动机在高空飞行试车过程中的自动关机控制，具有安全可靠、响应快等特点。

本发明提供一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，包括：

地面控制中心发送试车信号；

响应于所述试车信号，液体火箭上搭载的高空试车台对所述高空试车台上的被试发动机进行试车，并获取试车过程中所述高空试车台所在的液体火箭的POGO振动情况以及蓄压器的工作情况；

液体火箭控制中心基于所述POGO振动情况以及所述蓄压器的工作情况，向所述地面控制中心发送继续试车请求或将所述被试发动机关机请求。

根据本发明提供的一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，所述获取试车过程中所述高空试车台所在的液体火箭的POGO振动情况以及蓄压器的工作情况的步骤，具体包括：

获取试车过程中所述液体火箭的POGO振动量级；

当获取到的所述POGO振动量级达到POGO极限量级时，确定所述蓄压器是否工作正常，并且获取POGO振动发生的中心区域，判断POGO振动是否出现严重发散。

根据本发明提供的一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，所述获取POGO振动发生的中心区域，判断POGO振动是否出现严重发散的步骤，具体包括：

以所述中心区域为参考基准点确定POGO振动辐射区域，获取所述POGO振动辐射区域内多处位置在相同时长内的POGO振动的频率峰值，当至少两处位置的POGO振动的频率峰值大于振动极限频率值时，判断为严重发散。

根据本发明提供的一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，所述液体火箭控制中心基于所述POGO振动情况以及所述蓄压器的工作情况，向所述地面控制中心发送继续试车请求或将所述被试发动机关机请求的步骤，具体包括：

当所述蓄压器工作正常，且POGO振动未出现严重发散，所述液体火箭控制中心向所述地面控制中心发送工作请求，等待所述地面控制中心发送继续试车信号或将所述被试发动机关机信号；

当所述蓄压器工作异常，所述液体火箭控制中心启动自动紧急关机操作，将所述被试发动机关机。

根据本发明提供的一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，所述POGO极限量级为0.25~4g，其中，g为重力加速度。

根据本发明提供的一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，在所述高空试车台对所述被试发动机试车前，还包括步骤：

所述地面控制中心发送发射信号；

响应于所述发射信号，所述液体火箭控制中心控制所述液体火箭高空飞行至亚轨道；

所述液体火箭控制中心接收所述试车信号，启动所述被试发动机，所述被试发动机在第一预设时长内持续未能运转，所述液体火箭控制中心控制所述被试发动机关机。

根据本发明提供的一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，还包括步骤：

所述被试发动机关机后查找故障，排除故障后，再次启动所述被试发动机，所述被试发动机在第二预设时长内持续未能运转，所述液体火箭控制中心启动自动紧急关机操作，将所述被试发动机关机。

根据本发明提供的一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，在所述高空试车台对所述被试发动机试车过程中，还包括步骤：

获取试车过程中，所述被试发动机的试车参数值；

当所述被试发动机的试车参数值达到极限值时，所述高空试车台向所述地面控制中心发送暂时关机请求，所述地面控制中心接收所述暂时关机请求，控制所述高空试车台停车以及控制所述液体火箭控制中心暂时关闭所述被试发动机。

根据本发明提供的一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，还包括步骤：

所述被试发动机暂时关闭后查找故障，排除故障后，再次启动所述被试发动机进行试车，当所述被试发动机的试车参数值再次达到极限值时，所述液体火箭控制中心启动自动紧急关机操作，将所述被试发动机关机。

本发明还提供一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制系统，所述控制系统用于实现上述的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，所述控制系统包括：

地面控制中心；

高空试车台，搭载于液体火箭上且与所述地面控制中心通信连接；

液体火箭控制中心，分别与所述地面控制中心和所述高空试车台通信连接。

本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法及系统，通过地面控制中心发送试车信号，液体火箭上搭载的高空试车台接收试车信号，对高空试车台上的被试发动机进行试车，并获取试车过程中高空试车台所在的液体火箭的POGO振动情况以及蓄压器的工作情况，液体火箭控制中心基于POGO振动情况以及蓄压器的工作情况，向地面控制中心发送继续试车请求或将被试发动机关机请求，本发明能够根据高空飞行试车过程中的真实试车状况，实现液体火箭被试发动机在高空飞行试车过程中的自动关机控制，具有安全可靠、响应快等特点。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或相关技术中的技术方案，下面将对实施例或相关技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，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是本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法的流程示意图；

图2是本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制系统的结构框图。

附图标记：

100：地面控制中心；200：高空试车台；

300：液体火箭控制中心。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“具体示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

下面结合图1-图2描述本发明的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法及系统。其中，POGO振动为液体火箭的纵向耦合振动，是液体火箭飞行过程中遇到的一个不可忽视的低频振动现象，属于流固耦合动力学的研究范畴。典型的POGO振动现象是一种由液体火箭的结构纵向振动与推进剂管路系统相互作用而产生的不稳定的闭环自激振动。

根据本发明的实施例，参照图1-图2所示，本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，主要包括：

S100、地面控制中心100发送试车信号。

S200、响应于试车信号，液体火箭上搭载的高空试车台200对高空试车台200上的被试发动机进行试车，并获取试车过程中高空试车台200所在的液体火箭的POGO振动情况以及蓄压器的工作情况。

具体地，当高空试车台200接收到地面控制中心100发送的试车信号后，启动试车过程，在试车过程中，可以通过高空试车台200的健康监控系统实时监控高空试车台200所在的液体火箭的POGO振动情况以及液体火箭的蓄压器的工作情况。本发明通过将高空试车台200搭载于液体火箭上，可以随箭升空，从而实现高空飞行环境中的实时试车监测，保证试车数据的真实准确性。

其中，POGO振动的主要参数包括结构与推进剂管路系统的频率、振型和阻尼比以及泵的动态增益、气蚀柔度、管路-泵流体系统的脉动压力、脉动流量、发动机燃烧室脉动推力响应等；蓄压器主要用于抑制POGO振动，通常故障分析时可以查看蓄压器的参数状况，从而对蓄压器的工作状态进行稳定性分析，判断其是否工作正常，一般来说，当POGO振动正常时，蓄压器处于正常工作状态。

S300、液体火箭控制中心300基于POGO振动情况以及蓄压器的工作情况，向地面控制中心100发送继续试车请求或将被试发动机关机请求。

具体地，当POGO振动正常以及蓄压器工作正常，可以向地面控制中心100发出进一步试车工作指示的请求，当POGO振动以及蓄压器工作异常，可以向地面控制中心100发出将被试发动机关机的请求。其中，POGO振动正常可以理解为POGO振动的频率峰值处于安全范围内。

因此，本发明实施例提供的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，能够根据高空飞行试车过程中的真实试车状况，实现液体火箭被试发动机在高空飞行试车过程中的自动关机控制，避免安全事故的发生，并且控制过程精简，具有安全可靠、响应快等特点。

根据本发明的一个实施例，步骤S200中，获取试车过程中高空试车台200所在的液体火箭的POGO振动情况以及蓄压器的工作情况的步骤，具体包括：

获取试车过程中液体火箭的POGO振动量级。

具体地，可以通过高空试车台200的健康监控系统实时监控液体火箭的POGO振动量级。

当获取到的POGO振动量级达到POGO极限量级时，确定蓄压器是否工作正常，并且获取POGO振动发生的中心区域，判断POGO振动是否出现严重发散。

具体地，POGO极限量级可以理解为安全范围的极限值，当发生POGO振动，且对应的中心区域的振动量级达到POGO允许的极限范围时，此时，中心区域的动载荷和噪声较大，轻则影响液体火箭的工作性能和使用寿命，严重时会导致零部件失效，带来安全隐患。因此，高空试车台200的健康监控系统自动执行液体火箭的蓄压器是否工作正常的监控流程，并且计算出POGO振动发生的中心区域，判断POGO振动是否出现严重发散。可以理解的是，发生POGO振动时，整个火箭上的中心区域可能是一个或者多个。

根据本发明的一个实施例，获取POGO振动发生的中心区域，判断POGO振动是否出现严重发散的步骤，具体包括：

以中心区域为参考基准点确定POGO振动辐射区域，获取POGO振动辐射区域内多处位置在相同时长内的POGO振动的频率峰值，当至少两处位置的POGO振动的频率峰值大于液体火箭预设的振动极限频率值时，判断为严重发散。

根据本发明的一个实施例，液体火箭控制中心300基于POGO振动情况以及蓄压器的工作情况，向地面控制中心100发送继续试车请求或将被试发动机关机请求的步骤S300，具体包括：

当蓄压器工作正常，且POGO振动未出现严重发散，液体火箭控制中心300向地面控制中心100发送工作请求，等待地面控制中心100发送继续试车信号或将被试发动机关机信号。

当蓄压器工作异常，此时，也说明了POGO振动出现严重发散，液体火箭控制中心300启动自动紧急关机操作，将被试发动机关机。

由于在高空试验过程中出现的故障在短时间内可能造成被试发动机爆炸、高空试车台200烧毁等灾难性后果，而地面指挥员来不及判断，无法及时采取有效措施。因此，本发明通过设置自动紧急关机操作，可以根据实时检测的试验数据进行实时判断，在异常情况下进行紧急关机操作，从而保护被试发动机和高空试车台200等设备，提高安全可靠性。

根据本发明的一个实施例，POGO极限量级为0.25~4g，其中，g为重力加速度。当检测到的POGO振动量级超过安全范围的极限值时，容易造成被试发动机爆炸、高空试车台200烧毁等灾难性后果。因此，本发明通过设置该POGO极限量级，可以有效保证试车过程中的安全性能，避免发生安全事故。

根据本发明的一个实施例，在高空试车台200对被试发动机试车前，还包括步骤：地面控制中心100发送发射信号；响应于发射信号，液体火箭控制中心300控制液体火箭高空飞行至亚轨道；进入亚轨道后，液体火箭控制中心300接收地面控制中心100发送的试车信号，启动被试发动机，被试发动机在第一预设时长内持续未能运转，液体火箭控制中心300控制被试发动机关机。可以理解的是，液体火箭高空飞行时，液体火箭具有用于提供飞行动力的动力系统以及搭载于高空试车台200上用于试车的被试发动机。

具体地，如果被试发动机在一定时间内迟迟未能运转，说明被试发动机存在故障，此时，液体火箭控制中心300应控制被试发动机关机，保证安全性。

并且，在被试发动机关机后，可以通过液体火箭的健康监控系统查找故障原因，排除故障后，再次启动被试发动机，被试发动机在第二预设时长内持续未能运转，液体火箭控制中心300启动自动紧急关机操作，将被试发动机关机。其中，液体火箭的健康监控系统与液体火箭控制中心300通信连接，实现信息交互。

若被试发动机在排除故障后还存在一定时间内不能运转的情况，说明被试发动机存在严重的问题，此时，被试发动机不宜进行试车，液体火箭控制中心300启动自动紧急关机操作，将被试发动机关机，避免引发安全事故。

本发明第一预设时长和第二预设时长可以根据被试发动机的不同型号进行对应设计，不做特别限制，例如可以为15~30min。

根据本发明的一个实施例，在高空试车台200对被试发动机试车过程中，还包括步骤：

通过高空试车台200的健康监控系统获取试车过程中，被试发动机的试车参数值；

当被试发动机的试车参数值达到极限值时，高空试车台200向地面控制中心100发送暂时关机请求，地面控制中心100接收暂时关机请求，向高空试车台200以及液体火箭控制中心300发送关机信号，控制高空试车台200停车以及控制液体火箭控制中心300暂时关闭被试发动机。其中，被试发动机试车参数的极限值可以理解为未触及爆炸底线的临界值。

并且，在被试发动机暂时关闭后，可以通过液体火箭的健康监控系统查找故障，排除故障后，再次启动被试发动机进行试车，当被试发动机的试车参数值再次达到极限值时，液体火箭控制中心300启动自动紧急关机操作，将被试发动机关机。

若被试发动机在排除故障后，再次运行时，试车参数值再次达到极限值时，说明被试发动机存在严重的问题，此时，被试发动机不宜进行试车，液体火箭控制中心300启动自动紧急关机操作，将被试发动机关机，避免引发安全事故。

本发明通过在高空飞行试车过程中实时检测被试发动机的试车参数，可以进一步保证试车过程的安全可靠性。

根据本发明的一个实施例，被试发动机的试车参数主要包括：发动机的涡轮泵转速及涡轮泵泵压、周围所处的微重力或推进剂流量等。

下面结合一个具体示例对本发明液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法做进一步的描述，大致包括：

（1）液体火箭控制中心300启动被试发动机试车时，一定时间内，被试发动机迟迟未能运转。此时，液体火箭控制中心300先控制被试发动机关机，再利用液体火箭的健康监控系统查找故障原因。

（2）试车过程中，若是被试发动机的某参数超过一定值，但尚未触及爆炸底线，此时高空试车台200向地面控制中心100请求暂时关机处理，再查找故障原因；当地面控制中心100接到关机请求后，向高空试车台200以及液体火箭控制中心300发送关机信号，控制高空试车台200停车以及控制液体火箭控制中心300暂时关闭被试发动机。

（3）若高空试车台200上的健康监控系统监控到在试车过程中，高空试车台所在的液体火箭发生了POGO振动，且振动的量级已接近或者超过某一上限，即达到POGO极限值时，此时，高空试车台200上的健康监控系统自动执行液体火箭中的蓄压器是否工作正常的监控流程，并且估算出POGO振动发生的中心区域。

（4）液体火箭控制中心300根据POGO振动的监测结果，要么向地面控制中心100发出进一步工作指示的请求，要么启动自动紧急关机操作，具体地：当蓄压器工作正常，且POGO振动未出现严重发散，液体火箭控制中心300向地面控制中心100发送工作请求，等待地面控制中心100发送继续试车信号或将被试发动机关机信号；当蓄压器工作异常，此时，也说明了POGO振动出现严重发散，液体火箭控制中心300启动自动紧急关机操作，将被试发动机关机。

下面对本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制系统进行描述，下文描述的控制系统与上文描述的控制方法可相互对应参照。

参照图2所示，本发明提供的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制系统，用于实现上述实施例的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，控制系统包括：地面控制中心100、高空试车台200和液体火箭控制中心300。其中，地面控制中心100为主要控制中心，高空试车台200搭载于液体火箭上且与地面控制中心100通信连接，实现信息交互；液体火箭控制中心300分别与地面控制中心100和高空试车台200通信连接，实现信息交互。

本发明控制系统能够实现高空飞行环境中的实时试车监测，保证试车数据的真实准确性；并且可以根据高空飞行试车过程中的真实试车状况，实现液体火箭被试发动机在高空飞行试车过程中的及时有效关机，具有结构简单、安全可靠、响应快等特点。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，其特征在于，包括：

地面控制中心发送试车信号；

响应于所述试车信号，液体火箭上搭载的高空试车台对所述高空试车台上的被试发动机进行试车，并获取试车过程中所述高空试车台所在的液体火箭的POGO振动情况以及蓄压器的工作情况；

液体火箭控制中心基于所述POGO振动情况以及所述蓄压器的工作情况，向所述地面控制中心发送继续试车请求或将所述被试发动机关机请求。

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，其特征在于，所述获取试车过程中所述高空试车台所在的液体火箭的POGO振动情况以及蓄压器的工作情况的步骤，具体包括：

获取试车过程中所述液体火箭的POGO振动量级；

当获取到的所述POGO振动量级达到POGO极限量级时，确定所述蓄压器是否工作正常，并且获取POGO振动发生的中心区域，判断POGO振动是否出现严重发散。

3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，其特征在于，所述获取POGO振动发生的中心区域，判断POGO振动是否出现严重发散的步骤，具体包括：

以所述中心区域为参考基准点确定POGO振动辐射区域，获取所述POGO振动辐射区域内多处位置在相同时长内的POGO振动的频率峰值，当至少两处位置的POGO振动的频率峰值大于振动极限频率值时，判断为严重发散。

4.根据权利要求2所述的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，其特征在于，所述液体火箭控制中心基于所述POGO振动情况以及所述蓄压器的工作情况，向所述地面控制中心发送继续试车请求或将所述被试发动机关机请求的步骤，具体包括：

当所述蓄压器工作正常，且POGO振动未出现严重发散，所述液体火箭控制中心向所述地面控制中心发送工作请求，等待所述地面控制中心发送继续试车信号或将所述被试发动机关机信号；

当所述蓄压器工作异常，所述液体火箭控制中心启动自动紧急关机操作，将所述被试发动机关机。

5.根据权利要求2所述的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，其特征在于，所述POGO极限量级为0.25~4g，其中，g为重力加速度。

6.根据权利要求1-5中任一项所述的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，其特征在于，在所述高空试车台对所述被试发动机试车前，还包括步骤：

所述地面控制中心发送发射信号；

响应于所述发射信号，所述液体火箭控制中心控制所述液体火箭高空飞行至亚轨道；

所述液体火箭控制中心接收所述试车信号，启动所述被试发动机，所述被试发动机在第一预设时长内持续未能运转，所述液体火箭控制中心控制所述被试发动机关机。

7.根据权利要求6所述的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，其特征在于，还包括步骤：

所述被试发动机关机后查找故障，排除故障后，再次启动所述被试发动机，所述被试发动机在第二预设时长内持续未能运转，所述液体火箭控制中心启动自动紧急关机操作，将所述被试发动机关机。

8.根据权利要求1-5中任一项所述的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，其特征在于，在所述高空试车台对所述被试发动机试车过程中，还包括步骤：

获取试车过程中，所述被试发动机的试车参数值；

当所述被试发动机的试车参数值达到极限值时，所述高空试车台向所述地面控制中心发送暂时关机请求，所述地面控制中心接收所述暂时关机请求，控制所述高空试车台停车以及控制所述液体火箭控制中心暂时关闭所述被试发动机。

9.根据权利要求8所述的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，其特征在于，还包括步骤：

所述被试发动机暂时关闭后查找故障，排除故障后，再次启动所述被试发动机进行试车，当所述被试发动机的试车参数值再次达到极限值时，所述液体火箭控制中心启动自动紧急关机操作，将所述被试发动机关机。

10.一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制系统，其特征在于，所述控制系统用于实现权利要求1-9中任一项所述的液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法，所述控制系统包括：

地面控制中心；

高空试车台，搭载于液体火箭上且与所述地面控制中心通信连接；

液体火箭控制中心，分别与所述地面控制中心和所述高空试车台通信连接。

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