CN115421543A

CN115421543A - 一种低温贮箱压力控制方法及系统

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Publication number: CN115421543A
Application number: CN202211360790.5A
Authority: CN
Inventors: 张青松; 宋征宇; 肖耘; 李洪; 王国辉; 朱平平; 吴义田; 徐珊姝; 陈晓飞; 何巍; 牟宇; 刘银; 赵永志; 段保成; 朱锡川; 崔垒; 袁赫; 李静琳; 王阿萍
Original assignee: Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering
Current assignee: Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering
Priority date: 2022-11-02
Filing date: 2022-11-02
Publication date: 2022-12-02
Anticipated expiration: 2042-11-02
Also published as: CN115421543B

Abstract

本申请实施例提供一种低温贮箱压力控制方法及系统，该方法包括：建立姿态仿真模型，根据低温末级火箭滑行段的程序角变化要求，通过所述仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算生成不同工况下的姿态控制方案；根据所述姿态控制方案中的参数指标变化生成调姿控制方案和优化目标；根据低温末级火箭的飞行任务剖面建立低温贮箱的三维流体运动仿真模型；根据所述三维流体运动仿真模型和滑行段的姿态控制方案对所述低温贮箱内推进剂运动和气枕压力变化进行仿真，并根据仿真结果更新姿态控制方案，并根据更新后的姿态控制方案控制所述低温贮箱的压力变化。本发明可提高微重力下贮箱压力预示精度。

Description

一种低温贮箱压力控制方法及系统

技术领域

本申请涉及航空航天领域，尤其涉及一种低温贮箱压力控制方法及系统。

背景技术

目前确定低温末级火箭二次起动时贮箱压力的技术方案，主要是基于集中参数计算模型开展计算分析。该方法对贮箱压力预示的准确性依赖于对以往飞行试验数据的统计和修正，针对浅箱二次起动等飞行任务剖面相较以往变化很大的飞行任务，该方法难以适用，采用保守的设计思路会大幅增加补压系统的设计规模，在有限的仪器舱空间内给补压系统设计和布局带来很大困难，同时也增加了系统的结构重量，降低火箭的运载能力。

发明内容

为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种低温贮箱压力控制方法及系统。

根据本申请实施例的第一个方面，提供了一种低温贮箱压力控制方法，所述方法包括：

建立姿态仿真模型，根据低温末级火箭滑行段的程序角变化要求，通过所述仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算生成不同工况下的姿态控制方案；

根据所述姿态控制方案中的参数指标变化生成调姿控制方案和优化目标；

根据低温末级火箭的飞行任务剖面建立低温贮箱的三维流体运动仿真模型；

根据所述三维流体运动仿真模型和滑行段的姿态控制方案对所述低温贮箱内推进剂运动和气枕压力变化进行仿真，并根据仿真结果更新姿态控制方案，并根据更新后的姿态控制方案控制所述低温贮箱的压力变化。

根据本申请实施例的第二个方面，提供了一种低温贮箱压力控制系统，所述系统包括：

姿态控制方案生成模块，用于建立姿态仿真模型，根据低温末级火箭滑行段的程序角变化要求，通过所述仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算生成不同工况下的姿态控制方案；

调姿控制方案和优化目标生成模块，用于根据所述姿态控制方案中的参数指标变化生成调姿控制方案和优化目标；

三维流体运动仿真模型建立模块，用于根据低温末级火箭的飞行任务剖面建立低温贮箱的三维流体运动仿真模型；

压力控制模块，用于根据所述三维流体运动仿真模型和滑行段的姿态控制方案对所述低温贮箱内推进剂运动和气枕压力变化进行仿真，并根据仿真结果更新姿态控制方案，并根据更新后的姿态控制方案控制所述低温贮箱的压力变化。

采用本申请实施例中提供的低温贮箱压力控制方法，通过“箭体-气枕-液体”三维运动仿真模型，实现“制导-姿控-动力”跨学科的协同耦合。通过对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真生成不同工况下的姿态控制方案，进而对滑行段贮箱内推进剂运动和气枕压力变化进行计算，提高了微重力下贮箱压力预示精度，解决了低温末级火箭浅箱二次起动任务剖面下补压系统设计难题。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本申请实施例1所述的低温贮箱压力控制方法的流程图；

图2为本申请实施例1所述的低温贮箱浅箱二次起动状态示意图；

图3为本申请实施例2所述的低温贮箱压力控制系统的一种原理示意图；

图4为本申请实施例2所述的调姿控制方案和优化目标生成模块的一种原理示意图；

图5为本申请实施例2所述的调姿控制方案和优化目标生成模块的另一种原理示意图；

图6为本申请实施例2所述的低温贮箱压力控制系统的另一种原理示意图；

图7为滑行段氢箱压力计算的示意图。

具体实施方式

为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例1

如图1所示，本实施例提出了一种低温贮箱压力控制方法，该方法包括：

S101、建立姿态仿真模型，根据低温末级火箭滑行段的程序角变化要求，通过所述仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算生成不同工况下的姿态控制方案。

具体的，本实施例中，根据实际火箭发射任务需求，在火箭飞行弹道设计时，除了满足传统的有效载荷入轨指标需求之外，将滑行段低温末级箭体的程序角变化速率作为一个优化设计指标，需要尽量降低滑行段的俯仰角速率

和偏航角速率

。

低温末级火箭滑行段的程序角变化要求主要是依据制导需求获得的。制导专业根据迭代制导方案，缩小末级火箭一次关机时的俯仰程序角偏差和偏航程序角偏差，同时根据需要停止利用系统的工作，以将末级火箭一次关机时的俯仰程序角和偏航程序角控制在理论程序角附近，减小因制导偏差所带来的滑行段额外调姿需求。

姿控系统根据低温末级火箭滑行段的程序角变化要求，采用姿态仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算，该仿真模型如下：

在仿真过程中除了要考虑模型中系数的偏差以外，还需要重点考虑如下干扰因素：

（1）沉底发动机对俯仰、偏航、滚动产生的干扰：

、

、

；

（2）俯仰姿控喷管对俯仰、偏航、滚动产生的干扰：

、

、

；

（3）偏航姿控喷管对俯仰、偏航、滚动产生的干扰：

、

、

；

（4）滚动姿控喷管对俯仰、偏航、滚动产生的干扰：

、

、

。

针对上述俯仰程序角偏差和偏航程序角偏差的偏差因素和干扰因素开展模拟打靶计算，生成不同工况下的姿态控制方案：

。

通过该姿态控制方案为每个控制通道的控制开关进行控制，其中

表示滚动通道（绕x轴转动），

表示俯仰通道（绕z轴转动），

表示偏航通道（绕y轴转动）。

S102、根据所述姿态控制方案中的参数指标变化生成调姿控制方案和优化目标。

具体的，本实施例中，在不同工况下的姿态控制方案中，以俯仰、偏航通道姿态发动机动作次数最多和推进剂消耗量最大这两个技术指标进行统计，生成相应的调姿控制方案。同时，将姿态控制方案中的俯仰、偏航通道姿控发动机的动作次数最少和推进剂消耗量最小作为优化指标，确定改进滑行段姿态角偏差控制门限的优化目标。

S103、根据低温末级火箭的飞行任务剖面建立低温贮箱的三维流体运动仿真模型；

S104、根据所述三维流体运动仿真模型和滑行段的姿态控制方案对所述低温贮箱内推进剂运动和气枕压力变化进行仿真，并根据仿真结果更新姿态控制方案，并根据更新后的姿态控制方案控制所述低温贮箱的压力变化。

具体的，本实施例中，动力系统根据调姿控制方案和优化目标建立考虑贮箱运动、推进剂晃动、气液换热的三维流体运动仿真模型，开展气-液-固耦合仿真分析。该三维流体运动仿真模型涉及质量守恒、动量守恒和能量守恒方程。经过大量的研究分析，小于1000s滑行时间的低温贮箱压力变化规律主要受姿态调节影响和气-液换热影响。其中关于非惯性力的处理、气-液界面蒸发/冷凝的处理方式如下：

上述作用力和力矩由滑行段末级火箭沉底发动机和沉底控制方案、姿控发动机和姿态控制方案所确定，如图2所示。姿态调节、推进剂管理所产生的非惯性力是影响滑行段气-液界面运动形态以及传热传质的重要因素，进而影响贮箱压力变化。其中，气-液界面的质量按如下模型获取：

其中，

为液面的气体压力；

为气体温度；

为界面饱和压力；

为对应界面温度；

为气体常数；

为蒸发/冷凝系数，代表实际离开液面的分子比例。净质量流率为正值，表明气液界面上有净的质量气相变为液相，即相界面上发生凝结。蒸发/冷凝系数

是模型验算和仿真计算过程中的重要调节参数。

根据上述仿真过程即可实现对低温贮箱压力变化的控制。

本实施例通过“箭体-气枕-液体”三维运动仿真模型，实现“制导-姿控-动力”跨学科的协同耦合。通过对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真生成不同工况下的姿态控制方案，进而对滑行段贮箱内推进剂运动和气枕压力变化进行计算，提高了微重力下贮箱压力预示精度，解决了低温末级火箭浅箱二次起动任务剖面下补压系统设计难题。

本实施例经过仿真分析评估，认为滑行段氢箱压力下限为0.3MPa，比用传统方法评估的氢箱压力0.27MPa 更准确。因此节省了1个40L气瓶，相当于提高运载能力13kg，同时避免了对仪器舱的大幅更改和重新布局设计。同时，本实施例将末级火箭一次关机时的姿态角偏差、滑行段姿态角偏差控制门限等重要设计指标纳入到贮箱压力的控制链路中，有效降低了滑行段姿态调节次数和推进剂的晃动幅度，实现了贮箱压力下降速率的有效控制，将氢箱压力下降速率由约200Pa/s降低至81Pa/s。

实施例2

对应实施例1，本实施例提出了一种低温贮箱压力控制系统，如图3所示，该系统包括：

其中，姿态控制方案生成模块以及调姿控制方案和优化目标生成模块可在姿控系统中实现，三维流体运动仿真模型建立模块以及压力控制模块可在动力系统中实现。该系统的具体工作原理和过程可参照实施例1所记载的内容，在此不再赘述。

进一步的，所述姿态控制方案生成模块还用于在通过所述仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算时引入干扰因素，所述干扰因素包括姿态仿真模型中系数的偏差、以及沉底发动机、俯仰姿控喷管、偏航姿控喷管和滚动姿控喷管分别对俯仰、偏航、滚动产生的干扰。

如图4所示，所述调姿控制方案和优化目标生成模块包括：

技术指标统计子模块，用于将所述姿态控制方案中的俯仰、偏航通道姿控发动机的动作次数最多和推进剂消耗量最大作为技术指标进行统计；

调姿控制方案生成子模块，用于根据统计结果生成调姿控制方案。

如图5所示，所述姿控制方案和优化目标生成模块包括：

优化指标确定子模块，用于将所述姿态控制方案中的俯仰、偏航通道姿控发动机的动作次数最少和推进剂消耗量最小作为优化指标；

优化目标生成子模块，用于根据所述优化指标确定改进滑行段姿态角偏差控制门限的设计值。

如图6所示，所述系统还包括程序角更新模块，用于缩小末级火箭一次关机时的俯仰程序角偏差和偏航程序角偏差，并将末级火箭一次关机时的俯仰程序角和偏航程序角更新至预设范围内。

实施例3

本实施例提出一种电子设备，包括：

存储器，用于存储计算机程序；

处理器，用于执行计算机程序时实现如上述的低温贮箱压力控制方法的步骤。

由于电子设备部分的实施例与实施例1低温贮箱压力控制方法部分的实施例相互对应，因此电子设备部分的实施例请参见低温贮箱压力控制方法部分的实施例的描述，本实施例不再赘述。

实施例4

本实施例提出一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述任意实施例的低温贮箱压力控制方法的步骤。

由于计算机可读存储介质部分的实施例与实施例1低温贮箱压力控制方法部分的实施例相互对应，因此存储介质部分的实施例请参见低温贮箱压力控制方法部分的实施例的描述，这里不再赘述。

为了进一步说明本申请所提出的低温贮箱压力控制方法的原理和过程，下面以一具体实例进行阐述。

在某项任务中，为提高火箭运载能力，需要二级火箭采用浅箱二次起动任务剖面。为控制贮箱压力避免快速下降，在弹道设计时，通过平衡滑行段俯仰程序角变化量和滑行时间，将滑行段低温末级箭体的程序角变化速率限定在0.15°/s。

为降低因迭代制导引起的二级一次关机时的俯仰程序角偏差和偏航程序角偏差，在二级一次关机前20s停止利用系统的工作。同时将二级一次关机前的俯仰姿态角、偏航姿态角允许偏差由原来的20°压缩至12°，减小因制导姿态角偏差所带来的滑行段额外调姿需求。

姿控系统根据低温末级火箭滑行段的程序角变化要求，针对偏差因素和干扰因素开展模拟打靶计算生成不同工况下的姿态控制方案，并以不同工况下的姿态控制方案中以俯仰、偏航通道姿控发动机动作次数为统计目标，统计给出相应的调姿控制方案，提供给动力系统用于开展滑行段箱压设计计算分析。在此基础上，以减少姿控喷管动作次数为优化目标，改进二级滑行段姿态角偏差控制门限，由2°放宽至3°，下表所示为姿控喷管工作状态统计。

动力系统建立考虑贮箱运动、推进剂晃动、气液换热的三维流体运动仿真模型，开展气-液-固耦合仿真分析。经过大量的计算分析，小于1000s滑行时间的低温贮箱压力变化规律，其主要受姿态调节影响和气-液换热影响比较大，因此滑行段非惯性力的处理、气-液界面蒸发/冷凝的处理是该时段内箱压计算的重点。根据该分析方法，完成滑行段低温贮箱压力变化过程的仿真和设计，如图7所示，并明确箱压控制指标用于箭上补压系统的设计。

本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请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，本申请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。本申请实施例中的方案可以采用各种计算机语言实现，例如，面向对象的程序设计语言Java和直译式脚本语言JavaScript等。

本申请是参照根据本申请实施例的方法、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设备上，使得在计算机或其他可编程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。

在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作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申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims

1.一种低温贮箱压力控制方法，其特征在于，所述方法包括：

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：在通过所述仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算时引入干扰因素，所述干扰因素包括姿态仿真模型中系数的偏差、以及沉底发动机、俯仰姿控喷管、偏航姿控喷管和滚动姿控喷管分别对俯仰、偏航、滚动产生的干扰。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述姿态控制方案中的参数指标变化生成调姿控制方案的过程包括：

将所述姿态控制方案中的俯仰、偏航通道姿控发动机的动作次数最多和推进剂消耗量最大作为技术指标进行统计；

根据统计结果生成调姿控制方案。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述姿态控制方案中的参数指标变化生成优化目标的过程包括：

将所述姿态控制方案中的俯仰、偏航通道姿控发动机的动作次数最少和推进剂消耗量最小作为优化指标；

根据所述优化指标确定改进滑行段姿态角偏差控制门限的设计值。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在建立姿态仿真模型之前，所述方法还包括：

缩小末级火箭一次关机时的俯仰程序角偏差和偏航程序角偏差，并将末级火箭一次关机时的俯仰程序角和偏航程序角更新至预设范围内。

6.一种低温贮箱压力控制系统，其特征在于，所述系统包括：

7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述姿态控制方案生成模块还用于在通过所述仿真模型对滑行段箭体的姿态调节状态进行仿真计算时引入干扰因素，所述干扰因素包括姿态仿真模型中系数的偏差、以及沉底发动机、俯仰姿控喷管、偏航姿控喷管和滚动姿控喷管分别对俯仰、偏航、滚动产生的干扰。

8.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述调姿控制方案和优化目标生成模块包括：

9.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述调姿控制方案和优化目标生成模块包括：

10.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述系统还包括程序角更新模块，用于缩小末级火箭一次关机时的俯仰程序角偏差和偏航程序角偏差，并将末级火箭一次关机时的俯仰程序角和偏航程序角更新至预设范围内。