基本介紹
- 中文名：液體火箭發動機控制
- 外文名：liquid propellant rocket engine control
- 類別：控制系統
- 組成：工作程式，工作參數，自動控制
- 工作過程：起動、主級和關機控制
液體火箭發動機,簡介,工作程式控制,工作參數控制,安全控制,
液體火箭發動機
液體火箭發動機（Liquid Rocket Motor）是指液體推進劑火箭發動機，即使用液態化學物質作為能源和工質的化學火箭推進系統。（常用的液體氧化劑有液態氧、四氧化二氮等，燃燒劑由液氫、偏二甲肼、煤油等，兩者儲存在不同的儲箱中
按照推進劑供應系統，液體火箭發動機可以分為擠壓式和泵壓式；按照推進劑組元可分為單組元、雙組元、三組元；按照功能分，一類用於航天運載器和彈道飛彈，包括主發動機、助推發動機、芯級發動機、上面級發動機、遊動發動機等，另一類用於太空飛行器主推進和輔助推進，包括遠地點發動機、軌道機動發動機、姿態控制和軌道控制發動機等。
簡介
在火箭技術發展過程中，實踐表明，飛行器的不可靠性主要來自推進系統。因此對液體火箭發動機的健康(狀態)實施監控，以便處理和預防故障，便成為液體火箭發動機控制研究中一個比較集中的課題。人們提出了許多健康(狀態)監控系統的方案。若這些系統研製成功，不論對可重複使用的液體火箭發動機，還是對一次使用的液體火箭發動機，在地面試驗和飛行中對發動機工況進行監控，在提高飛行器和發動機的可用性、可靠性、安全性和降低費用等方面，將起到很關鍵的作用。從80年代後期以來，健康(狀態)監控技術迅速發展，以致對於研製新的推進系統或提高現有推進系統的可靠性和性能，健康(狀態)監控系統都成了不可缺少的重要組成部分。這樣，就使液體火箭發動機的控制從開環控制、反饋控制發展到更高水平的智慧型控制領域。
計算技術、感測器技術、檢測算法、人工智慧等的不斷進步，大大促進了液體火箭發動機控制研究的發展，提出了許多智慧型控制系統方案。液體火箭發動機智慧型控制水平與各種干擾和不確定性影響的演變關係如圖所示。
智慧型控制水平的演變
計算技術、感測器技術、檢測算法、人工智慧等的不斷進步，大大促進了液體火箭發動機控制研究的發展，提出了許多智慧型控制系統方案。液體火箭發動機智慧型控制水平與各種干擾和不確定性影響的演變關係如圖所示。
智慧型控制水平的演變液體火箭發動機控制包括對工作程式、工作參數和安全的自動控制。
工作程式控制
液體火箭發動機的工作過程分為起動、主級和關機三個階段。這個過程是按預定程式自動進行的。
①起動程式控制：發動機工作一般在起動點火前就已進入程式，如低溫發動機在起動前有貯箱增壓、吹除、預冷等工作程式。起動指令發出後，為使發動機平穩地起動，從起動過渡到主級工作狀態的過程中不出現過大的壓力峰，燃燒穩定和滿足起動加速性，就必須準確地控制推進劑兩種組元進入推力室和燃氣發生器的先後次序和時差，對於非自燃推進劑還須控制點火的時間和順序。為了避免推進劑在燃燒室內積存過多，大推力發動機採取分級起動，即推進劑活門先打開一部分，起動正常後再全部打開。多機並聯的發動機採取對稱依次起動，避免因起動推力過大引起大的動載荷和振動。
②主級程式控制：要求準確地控制主級工作時間。
③關機程式控制：發出關機指令後發動機關機，但推力並不立即消失，還存在後效衝量。後效衝量偏差過大會影響飛行器的彈道精度。採取分級關機（先使推力降到較低數值，後再關機）的程式，或對泵壓式發動機採取先停止供應渦輪能源後關機的程式，可以減小後效衝量及其偏差，也有助於減小推進劑供應管路中出現的水錘現象。在關閉推進劑供應系統活門時，通常先關氧化劑活門，後關燃料活門，以防止在推力室或燃氣發生器中出現富氧燃燒，以致損壞發動機。關機後常有泄出推進劑和吹除發動機殘餘推進劑等程式，保證發動機不受腐蝕，以利於重複使用。
①起動程式控制：發動機工作一般在起動點火前就已進入程式，如低溫發動機在起動前有貯箱增壓、吹除、預冷等工作程式。起動指令發出後，為使發動機平穩地起動，從起動過渡到主級工作狀態的過程中不出現過大的壓力峰，燃燒穩定和滿足起動加速性，就必須準確地控制推進劑兩種組元進入推力室和燃氣發生器的先後次序和時差，對於非自燃推進劑還須控制點火的時間和順序。為了避免推進劑在燃燒室內積存過多，大推力發動機採取分級起動，即推進劑活門先打開一部分，起動正常後再全部打開。多機並聯的發動機採取對稱依次起動，避免因起動推力過大引起大的動載荷和振動。
②主級程式控制：要求準確地控制主級工作時間。
③關機程式控制：發出關機指令後發動機關機，但推力並不立即消失，還存在後效衝量。後效衝量偏差過大會影響飛行器的彈道精度。採取分級關機（先使推力降到較低數值，後再關機）的程式，或對泵壓式發動機採取先停止供應渦輪能源後關機的程式，可以減小後效衝量及其偏差，也有助於減小推進劑供應管路中出現的水錘現象。在關閉推進劑供應系統活門時，通常先關氧化劑活門，後關燃料活門，以防止在推力室或燃氣發生器中出現富氧燃燒，以致損壞發動機。關機後常有泄出推進劑和吹除發動機殘餘推進劑等程式，保證發動機不受腐蝕，以利於重複使用。
工作參數控制
為了保證飛行器的飛行性能，必須將發動機主要工作參數的偏差控制在允許範圍內。液體火箭發動機需要控制的主要工作參數是推力和推進劑的混合比。
①推力控制：擠壓式液體火箭發動機可以通過調節推進劑貯箱的增壓壓力進行控制，泵壓式液體火箭發動機則通過控制渦輪功率來實現。對於採用燃氣發生器循環的發動機，渦輪功率是通過調節燃氣發生器推進劑流量來控制的。
②推進劑混合比控制：小推力發動機和燃氣發生器的推進劑混合比可以在供應系統中安裝混合比調節器直接控制。大推力發動機一般在供應系統中裝有校準孔板或氣蝕文氏管，它既可以通過控制推進劑流量來控制混合比以保證發動機的性能，又能保證貯箱內的推進劑同時耗盡。
①推力控制：擠壓式液體火箭發動機可以通過調節推進劑貯箱的增壓壓力進行控制，泵壓式液體火箭發動機則通過控制渦輪功率來實現。對於採用燃氣發生器循環的發動機，渦輪功率是通過調節燃氣發生器推進劑流量來控制的。
②推進劑混合比控制：小推力發動機和燃氣發生器的推進劑混合比可以在供應系統中安裝混合比調節器直接控制。大推力發動機一般在供應系統中裝有校準孔板或氣蝕文氏管，它既可以通過控制推進劑流量來控制混合比以保證發動機的性能，又能保證貯箱內的推進劑同時耗盡。
安全控制
為了防止由於飛行器或發動機工作不正常造成設備損壞或人員傷亡，發動機上常裝有備份裝置、緊急關機信號裝置或自毀裝置。
液體火箭發動機的自動控制元件主要有調節器、活門、校準孔板和氣蝕文氏管等。
①調節器：自動調節發動機的工作參數，如流量、壓力、混合比等，使發動機保持在規定的工作狀態下工作。常用的調節器有：燃燒室壓力調節器、混合比調節器、變推力節調器和減壓器等。
②活門：控制液體或氣體流路的開啟或關閉。飛行器上的自動控制系統按事先編好的程式向活門傳送開啟或關閉的指令，發動機即按程式自動運行。活門依操縱的動力源不同分為：電爆活門、電動氣活門、液動活門、電動活門和氣動活門等。一次起動的發動機一般使用電爆活門，多次起動的發動機則多採用氣動活門。氣動活門的氣源由電動氣活門控制，液動活門則是由活門直接感受推進劑的壓力開啟或關閉。直接電動操縱的推進劑活門稱為電動活門，多用於多次起動的微型發動機。
③校準孔板和氣蝕文氏管：它們的孔徑尺寸根據發動機組件液流試驗數據，必要時根據熱試驗數據，經調整計算確定。
液體火箭發動機的自動控制元件主要有調節器、活門、校準孔板和氣蝕文氏管等。
①調節器：自動調節發動機的工作參數，如流量、壓力、混合比等，使發動機保持在規定的工作狀態下工作。常用的調節器有：燃燒室壓力調節器、混合比調節器、變推力節調器和減壓器等。
②活門：控制液體或氣體流路的開啟或關閉。飛行器上的自動控制系統按事先編好的程式向活門傳送開啟或關閉的指令，發動機即按程式自動運行。活門依操縱的動力源不同分為：電爆活門、電動氣活門、液動活門、電動活門和氣動活門等。一次起動的發動機一般使用電爆活門，多次起動的發動機則多採用氣動活門。氣動活門的氣源由電動氣活門控制，液動活門則是由活門直接感受推進劑的壓力開啟或關閉。直接電動操縱的推進劑活門稱為電動活門，多用於多次起動的微型發動機。
③校準孔板和氣蝕文氏管：它們的孔徑尺寸根據發動機組件液流試驗數據，必要時根據熱試驗數據，經調整計算確定。
