[發明專利]一種液體火箭發動機的推力調節方法及裝置

有效

• 申請號: 202111493433.1
• 申請日: 2021-12-08
• 公開（公告）號: CN114109652B
• 公開（公告）日: 2023-05-12
• 發明（設計）人: 楊凱銅;岳小飛;王志軍;王宏亞;唐夢瑩;周一凡;黃曉平;李耀方;劉李雷;龔習;趙爽
• 申請（專利權）人: 航天科工火箭技術有限公司
• 主分類號: F02K9/58
• 分類號: F02K9/58;F02K9/96
• 代理公司: 武漢智匯為專利代理事務所(普通合伙) 42235
• 代理人: 李恭渝

本發明涉及一種液體火箭發動機的推力調節方法，包括步驟：在地面試車試驗時獲得液體火箭發動機推力室壓力?調節閥開度表；基于推力室壓力?調節閥開度表和制導系統給出的推力室壓力指令，計算得到燃料副閥開度基準值；根據當前軸向目標過載和當前軸向實際過載進行計算，得到燃料副閥開度指令；基于燃料副閥開度指令和所述推力室壓力?調節閥開度表計算得到氧化劑副閥、主閥開度指令；對閥開度進行調節，使發動機達到需要推力。本發明采用加速度計測量得到的過載信息對發動機調節閥開度進行修正，無需增加傳感器，實現對飛行過程中的運載火箭發動機推力進行精確調節，有利于回收過程箭體的姿、軌控，滿足低成本、可回收火箭的技術需求。

技術領域

本發明涉及液體火箭發動機領域，特別涉及一種液體火箭發動機的推力調節方法及裝置。

背景技術

目前國際上僅有SpaceX公司成功實現了多次重復使用火箭并開展了商業發射，通過返回式火箭技術重復使用箭體和發動機，大大降低了發射成本，帶動了商業航天技術發展；發展低成本的可回收液體火箭是未來一段時間的研究方向，而大范圍推力可調液體火箭發動機是實現低成本、可回收火箭的關鍵技術。國內外的大型液體火箭發動機通常是通過雙元液體燃料的燃燒實現推力輸出，通過推力調節技術實現火箭回收時不同飛行階段和環境對推力的不同需求，以保障回收著陸過程精準的位置和速度控制。

發動機推力實時閉環控制需要對發動機的多個壓力、溫度等參數進行監測，而火箭飛行時由于飛行環境的限制，要實現實時監測、處理、傳輸發動機的多個狀態參數不易實現，且不利于降低發射成本。若采用地面試車試驗得到的推力室壓力-調節閥開度表進行純開環控制，可能會由于天地不一致性帶來推力偏差，而開環控制不具備偏差修正能力，進而不利于回收過程箭體的姿、軌控。

發明內容

為解決上述技術問題，本發明提供一種液體火箭推力調節方法和裝置，采用加速度計測量得到的過載信息對發動機調節閥開度進行修正，無需增加傳感器，即可對飛行過程中的運載火箭發動機推力進行精確調節。

為了實現上述目的，本發明提出的方案如下：

一種液體火箭發動機推力調節方法，所述液體火箭發動機包括包括燃料貯箱、氧化劑貯箱、燃氣發生器、渦輪、推力室以及管路，所述燃料貯箱中的燃料和氧化劑貯箱中的氧化劑大部分通過主路管路進入推力室燃燒，小部分通過副路管路進入燃氣發生器燃燒；所述副路管包括燃料副管路和氧化劑副管路，并分別設有燃料副閥和氧化劑副閥用于調節進入燃氣發生器的燃料和氧化劑流量；所述主管路中的氧化劑主管路設有氧化劑主閥，用于調節進入推力室的氧化劑流量，通過三個閥門的配合共同對發動機推力進行調節并且保持其他狀態參數穩定；

所述推力調節方法包括如下步驟：

S1、在地面試車試驗時獲得所述液體火箭發動機推力室壓力-調節閥開度表；

S2、基于所述推力室壓力-調節閥開度表和制導系統實時給出的推力室壓力指令，計算得到燃料副閥開度基準值x_gfcv0；

S3、獲取所述液體火箭的當前軸向目標過載n_{x_cx}與當前軸向實際過載n_x；

S4、根據所述當前軸向目標過載和當前軸向實際過載進行計算，包括步驟：

S41、計算所述當前軸向目標過載n_{x_cx}與所述軸向實際過載的偏差Δn_x；

S42、基于步驟S41計算得到的過載偏差Δn_x進行PI控制器計算，得到燃料副閥開度修正量Δx_gfcv；

S43、基于所述燃料副閥開度初始值x_gfcv0和所述燃料副閥開度修正量Δx_gfcv進行計算，得到燃料副閥開度指令；