具备动力冗余能力的多发动机并联火箭控制装置及控制方法制造方法及图纸

本申请提供了一种具备动力冗余能力的多发动机并联火箭控制装置，包括：检测设备，运算设备和执行设备，所述检测设备用于采集发动机核心工作参数；所述运算设备将采集到的所述参数进行基于故障模型的智能解算和分析，根据相应的智能算法给出发动机故障诊断结果，并根据所述诊断结果选择相应的控制策略；和所述执行设备接收所述运算设备给出的指令，并执行相应的控制策略。此外，本申请还提供了一种采用所述控制装置进行多发动机并联火箭控制的方法。

Control Device and Control Method of Multi-engine Parallel Rocket with Power Redundancy Ability

【技术实现步骤摘要】
具备动力冗余能力的多发动机并联火箭控制装置及控制方法
本申请涉及一种具备动力冗余能力的多发动机并联火箭控制装置，属于运载火箭控制

技术介绍
液体火箭发动机是液体火箭的核心系统，复杂度高，工作环境恶劣，在火箭飞行过程中属于最容易出现故障的一个系统，据不完全统计，在全球液体运载火箭因故障导致飞行过程失败的案例中，发动机故障可占到50％以上。为解决发动机故障导致的运载火箭飞行可靠性不足的问题，研究人员主要从两个方面进行尝试：一则是提高单台发动机的可靠性；二则是通过多台发动机的并联实现冗余设计。目前，国内外虽然一直在致力于提高单台发动机的可靠性，但受制于设计手段、试车试验次数、材料可靠性、环境适应性、人员疏忽、管理不到位等各方面因素制约，效果有限。美国和前苏联在上个世纪六、七十年代即通过多台发动机的并联冗余设计去提高火箭整体可靠性，尤其是载人运载火箭。经过几十年的发展，美国在多发动机冗余设计方面积累了大量的研制经验和发动机故障诊断数据，大幅提高了运载火箭整体可靠性，比较有名的例如载人登月的土星V号运载火箭、高轨道载荷发射的德尔塔IV运载火箭、SpaceX公司的猎鹰-9/猎鹰重型运载火箭等都采用了多发动机的冗余设计。我国在多发动机并联冗余设计方面则积累较少，已投入使用的液体运载火箭还没有具备动力冗余的能力，一方面是因为我国液体运载火箭单子级采用的发动机台数较少，不具备动力冗余的系统架构，另一方面我国受苏联N-1火箭失败影响较大，认为多发动机的并联冗余设计并不能增加可靠性。随着近些年对动力冗余认识的进一步提高和美国成功的案例，对动力冗余重要性的认识也逐步达成一致：当火箭只有1台发动机时，发动机必须能够正常工作，否则火箭将失去动力；当火箭拥有2台双摆或3台单摆发动机时，所有发动机也必须能够正常工作，否则火箭将失去控制力；当火箭拥有4台或5台发动机时，所有发动机最好都能够正常工作，否则火箭起飞推重比不足，或入轨时间过长，重力损失太多，导致无法正常入轨。因此，当火箭拥有大量发动机时，我们看到了这样一种可能：允许1台或数台发动机不工作，仍能保证火箭的姿控控制和拥有足够的推力。可靠性的量化评价准则与方法如下：假设某子级共有n台同样的发动机，单台发动机可靠性为Q，并认为故检系统和控制系统设计的可靠性为1，设所有发动机编号成1、2～n，则可计算1台发动机失效同时至少n-1台发动机可靠工作的概率为：n台发动机均可靠工作的概率+1号失效、其它n-1台可靠工作的概率+2号失效、其它n-1台可靠工作的概率+…+n号失效、其它n-1台可靠工作的概率。即可靠性为：同理，当允许两台发动机停机时，可靠性为：当我们假设最低要求为16台发动机可靠工作，考虑Q取为0.99～0.999范围，则得到16台、17台和18台发动机可靠性如下表以及图1所示。表1不同冗余情况的发动机可靠性单台可靠性4台无冗余8台无冗余16台无冗余17台1台冗余18台2台冗余0.990.96060.92270.85150.98770.99930.9950.98010.96070.92290.99680.99990.9960.98410.96840.93790.99791.00000.9970.98810.97630.95310.99881.00000.9990.99600.99200.98410.99991.0000从上述量化结果可以看出，多台发动机的可靠性甚至比单台发动机还要高。当然，停机后可能带来运载能力损失，发动机台数越少，损失越大，火箭经济性越差。但在载人火箭上，第一要义并不是经济性，而是可靠性和安全性。美国载人火箭包括土星五号一二级和航天飞机，尽管只有5台或3台发动机，仍具备停机能力。因此，对于多台发动机，具备停机能力可大幅提高火箭可靠性水平；对于少数台发动机，具备停机能力，将大大减少火箭失败可能性，对于载人运载火箭意义尤其重大。然而，由于液体火箭发动机的结构复杂、故障表现形式多样、故障多样性与发动机内部的多耦合呈强非线性等原因，给液体火箭发动机故障诊断带来很大困难，故障诊断需综合多学科技术理论。另外，发动机发生故障后，其一系列特性均会偏离设计标准状态，必须对现有的控制策略进行复杂重构。因此，截至目前，多发动机并联火箭的高可靠性冗余设计仍是个难题。
技术实现思路
通过发动机的冗余设计能够大幅提高动力系统的可靠性，进而提高整个火箭的飞行可靠性指标，降低对单台发动机可靠性的指标要求，也可大幅减少单台发动机试车次数，进而降低研制成本，是一种更适合商业火箭的高可靠技术方案。要实现准确的故障诊断和适宜的控制策略，火箭动力冗余系统实现的核心设备即为具备冗余控制能力的智能化控制装置，该控制装置能够利用遍布全箭的传感器网络，基于大数据技术及人工智能算法，无时无刻地对运载火箭动力系统进行全方位的诊断，预测出火箭的“隐疾”，并及时采用有效的措施，阻止发动机“病情”发生。本申请为了解决多发动机并联火箭的高可靠性冗余设计问题，提出了一种具备动力冗余能力的多发动机并联火箭控制装置，该装置包括：检测设备，运算设备和执行设备。所述检测设备用于采集发动机核心工作参数；所述运算设备将采集到的所述参数进行基于故障模型的智能解算和分析，根据相应的智能算法给出发动机故障诊断结果，并根据所述诊断结果选择相应的控制策略；所述执行设备接收所述运算设备给出的指令，并执行相应的控制策略。优选地，所述检测设备包括温度传感器、压力传感器、箭体姿态角敏感元件和箭体加速度敏感元件；所述运算设备包括信息采集单元、智能决策单元和执行控制单元；所述执行设备包括用于发动机推力调节、发动机开关控制和发动机推力矢量控制的执行机构。优选地，所述执行机构是动力阀门和伺服作动器。在一个优选的实施方式中，在故障诊断过程中，将检测设备采集到的发动机核心工作参数与发动机中预先存储的故障工况数据库中的信息进行比对：当采集到个别发动机的温度超过数据库中存储的第一温度阈值或压力超过第一压力阈值时，或者当个别发动机的温度变化率超过数据库中存储的温度变化率阈值或压力变化率超过压力变化率阈值时，控制装置诊断所述个别发动机出现故障并需要降工况运行；当采集到个别发动机的温度超过数据库中存储的第二温度阈值或压力超过第二压力阈值时，控制装置诊断所述个别发动机出现故障并需要被关闭。优选地，在关闭故障发动机或使故障发动机降工况运行时，若能够通过推力重新分配保证发动机总推力不变，则控制装置仅需要对发动机进行推力重新分配；在关闭故障发动机或使故障发动机降工况运行时，若受发动机调节能力限制导致发动机总推力减小，则控制装置需要进行控制算法重构。可选地，所述控制算法重构包括以下方案：方案一：当个别发动机故障仅导致发动机总推力减小时，将其余发动机调整到可接受的最高工况并适当调整火箭飞行参数；方案二：当个别发动机故障导致发动机总推力减小以及发动机推力偏斜时，将与故障发动机位置相对的发动机的推力进行相同的降推力调节或者调高与故障发动机相邻的两个发动机的推力进行补偿，以克服推力偏斜，同时适当调整火箭飞行参数；方案三：当个别发动机故障导致发动机总推力下降、发动机推力偏斜以及控制系统的推力矢量控制能力变化时，将与故障发动机位置相对的发动机的推力进行相同的降推力调节或者调高与本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种具备动力冗余能力的多发动机并联火箭控制装置，包括：检测设备，运算设备和执行设备，所述检测设备用于采集发动机核心工作参数；所述运算设备将采集到的所述参数进行基于故障模型的智能解算和分析，根据相应的智能算法给出发动机故障诊断结果，并根据所述诊断结果选择相应的控制策略；和所述执行设备接收所述运算设备给出的指令，并执行相应的控制策略。

【技术特征摘要】
1.一种具备动力冗余能力的多发动机并联火箭控制装置，包括：检测设备，运算设备和执行设备，所述检测设备用于采集发动机核心工作参数；所述运算设备将采集到的所述参数进行基于故障模型的智能解算和分析，根据相应的智能算法给出发动机故障诊断结果，并根据所述诊断结果选择相应的控制策略；和所述执行设备接收所述运算设备给出的指令，并执行相应的控制策略。2.根据权利要求1所述的控制装置，其特征在于，所述检测设备包括温度传感器、压力传感器、箭体姿态角敏感元件和箭体加速度敏感元件；所述运算设备包括信息采集单元、智能决策单元和执行控制单元；所述执行设备包括用于发动机推力调节、发动机开关控制和发动机推力矢量控制的执行机构。3.根据权利要求2所述的控制装置，其特征在于，所述执行机构是动力阀门和伺服作动器。4.根据权利要求1至3中任一项所述的控制装置，其特征在于，在故障诊断过程中，将检测设备采集到的发动机核心工作参数与发动机中预先存储的故障工况数据库中的信息进行比对：当采集到个别发动机的温度超过数据库中存储的第一温度阈值或压力超过第一压力阈值时，或者当个别发动机的温度变化率超过数据库中存储的温度变化率阈值或压力变化率超过压力变化率阈值时，控制装置诊断所述个别发动机出现故障并需要降工况运行；当采集到个别发动机的温度超过数据库中存储的第二温度阈值或压力超过第二压力阈值时，控制装置诊断所述个别发动机出现故障并需要被关闭。5.根据权利要求4所述的控制装置，其特征在于，在关闭故障发动机或使故障发动机降工况运行时，若能够通过推力重新分配保证发动机总推力不变，则控制装置仅需要对发动机进行推力重新分配；在关闭故障发动机或使故障发动机降工况运行时，若受发动机调节能力限制导致发动机总推力减小，则控制装置需要进行控制算法重构。6.根据权利要求5所述的控制装置，其特征在于，所述控制算法重构包括以下方案：方案一：当个别发动机故障仅导致发动机总推力减小时，将其余发动机调整到可接受的最高工况并适当调整火箭飞行参数；方案二：当个别发动机故障导致发动机总推力减小以及发动机推力偏斜时，将与故障发动机位置相对的发动机的推力进行相同的降推力调节或者调高与故障发动机相邻的两个发动机的推力进行补偿，以克服推力偏斜，同时适当调整火箭飞行参数；方案三：当个别发动机故障导致发动机总推力下降、发动机推力偏斜以及控制系统的推力矢量控制能力变化时，将与故障发动机位置相对...

【专利技术属性】
技术研发人员：不公告发明人，
申请(专利权)人：北京深蓝航天科技有限公司，
类型：发明
国别省市：北京,11