[发明专利]一种液体火箭发动机的推力调节方法及装置

说明书

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。

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；