适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法及系统，包括如下步骤：液体火箭发动机模型建立步骤：建立液路节流孔模型和气路节流孔模型；使液路节流孔模型等效液体火箭发动机阀门及头部流动特性，使气路节流孔模型等效液体火箭发动机喷管内流动特性；液体火箭发动机模型运行步骤：通过运行建立的液体火箭发动机模型，进行液体火箭发动机动态计算。本发明专利技术采用简单的液路节流孔模型和气路节流孔模型分别等效发动机阀门及头部的流动特性和喷管内流动特性，极大降低了发动机一维建模难度。机一维建模难度。机一维建模难度。

【技术实现步骤摘要】
适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法及系统


[0001]本专利技术涉及液体火箭发动机模型的
，具体地，涉及一种适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法及系统。

技术介绍

[0002]深空探测事业是国际航天强国的必争之地，长距离的行星探测又是未来深空探测任务重要的发展方向之一；相比于传统的月球探测任务，长距离行星探测任务具有两大特殊之处，其一为在轨飞行时间久(国外火星探测飞行时间均为6个月～1年以上，罗塞塔行星探测器在轨飞行甚至超过10年)，对于探测器推进系统长期飞行的工作可靠性提出了更高要求，尤其是针对推进系统长期工作的气路、液路、发动机管路的压力管理及推力器泄漏等故障模式的在轨处理措施；其二为探测器距离地球距离远造成指令时延大，给器地交互带来了巨大难度，以上故障模式可能无法通过地面指令干预而无法及时识别与处理，造成探测器任务的失败。国内外月球探测器及地球轨道卫星推进系统的在轨故障管理均采用地面判读遥测参数(如压力、温度等)，经过人工分析与识别，后再上注指令进行故障处置，存在时间周期长的问题，无法满足长距离行星探测的需求，因此针对推进分系统在轨主要故障模式，必须针对性设计新型的在轨自主管理方法。推进系统涉及的自主管理的故障主要有：(1)轨控管路超压、(2)姿控管路超压、(3)减压阀超压、(4)推进系统欠压、(5)推力器泄漏等。轨控管路和姿控管路超压主要是因为轨姿控发动机完成变轨工作后，上游自锁阀关闭，使得自锁阀下游至发动机入口成为一段密闭管路，随着发动机关机后的热返浸及飞行过程中太阳朝向的温度变化，会导致密闭管路内推进剂压力上升，对推进分系统造成潜在的危险。减压阀超压故障主要指减压阀静压爬升，即在高压气路30MPa及以上的压力下，减压阀锁闭能力限制，可能出现无法满足长时间飞行过程中始终保持合理压力范围内(一般为1.8～1.9MPa左右)，推进系统欠压故障主要是针对在落压工作过程，上游高压气路模块的自锁阀关闭，气路切断，仅仅凭借贮箱的气垫压力完成工作，如发动机消耗推进剂过多，会导致减压阀下游压力出现下降，以上超压和欠压问题均会导致推进系统工作超出正常的工况外，对任务造成不利影响。
[0003]公开号为CN110071541A的中国专利技术专利文献公开了一种深空探测器锂离子蓄电池组全自主在轨管理方法，在锂离子蓄电池组全寿命工作周期中，包含正常模式下电池工作和存储模式以及在一节单体失效情况下的电池工作和存储模式。锂离子蓄电池组在轨存储阶段需要首先判断蓄电池组是否发生异常，如果电池正常则判断蓄电池组电压是否低于阈值，如果低于电压阈值则对电池进行充电，否则维持原状态。锂离子蓄电池组在充电管理阶段首先判断蓄电池组是否发生异常，如果电池正常则判断蓄电池组是否满足充电条件，如果满足充电条件则对电池进行充电，否则判断是否满足充电结束条件，如果满足对电池进行发送断充电指令结束充电，如果都不满则维持原状态。
[0004]公开号为CN211230643U的中国技术专利文献公开了一种推进剂姿轨控一体化推进系统及运载火箭。该姿轨控一体化推进系统包括依次通过管路连接设置的增压单
元、推进剂贮存单元、推进剂分配单元以及轨道控制发动机和姿态控制发动机。推进剂分配单元包括连接于推进剂贮存单元的主管路、轨控管路和姿控管路，轨控管路远离主管路的一端与轨道控制发动机连接，姿控管路远离主管路的一端与姿态控制发动机连接。其中姿控管路上设有液气置换装置，使经过姿控管路的液态推进剂被气化后供应至姿态控制发动机。
[0005]针对上述中的相关技术，专利技术人认为姿轨控推进系统分析的难点是液体火箭发动机有效建模，实现发动机内部室压与推进系统上游动态联动，获得与实际系统试车趋势一致的系统特性。为了解决液体火箭发动机有效建模问题，一种方法是采用节流孔模型代替发动机，该方法简单、计算效率高但无法真实反映发动机因上游变化引起室压变化进而影响上游进一步变化的关系；另一种方法是在发动机喷管内引入化学反应总包方程，通过求解质量方程、能量方程等实现燃气温度、燃气成分及喷管室压等参数求解，该方法虽然准确度高，但实现复杂且计算效率偏低。为了满足大型姿轨控推进系统动态特性分析，需要计算准确且计算效率高的液体火箭发动机一维模型。

技术实现思路

[0006]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法及系统。
[0007]根据本专利技术提供的一种适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法，包括如下步骤：
[0008]液体火箭发动机模型建立步骤：建立液路节流孔模型和气路节流孔模型；使液路节流孔模型等效液体火箭发动机阀门及头部流动特性，使气路节流孔模型等效液体火箭发动机喷管内流动特性；
[0009]液体火箭发动机模型运行步骤：通过运行建立的液体火箭发动机模型，进行液体火箭发动机动态计算。
[0010]优选的，在所述液体火箭发动机模型建立步骤中，建立燃气温度函数和燃气成分质量分数函数，通过燃气温度函数和燃气成分质量分数函数对液路节流孔模型和气路节流孔模型进行链接。
[0011]优选的，所述液体火箭发动机模型运行步骤包括如下步骤：
[0012]当前氧燃流量获取步骤：通过液路节流孔模型基于当前时刻的喷管内压力及发动机入口压力获得当前时刻的氧燃流量；
[0013]当前氧燃混合比获取步骤：基于当前时刻的氧燃流量获得当前时刻的氧燃混合比；
[0014]燃气温度获取步骤：通过燃气温度函数，基于当前时刻的喷管内压力和氧燃混合比获得燃气温度；
[0015]燃气成分质量分数获取步骤：通过燃气成分质量分数函数，基于当前时刻的喷管内压力和氧燃混合比获得燃气成分质量分数；
[0016]下一时刻的喷管内压力获取步骤：通过气路节流孔模型，基于当前时刻的燃气温度、氧燃流量、燃气成分质量分数及喷管出口压力获得下一时刻的喷管内压力，进行液体火箭发动机动态计算。
[0017]优选的，在所述当前氧燃流量获取步骤中，在t
i
时刻，依据发动机阀门实时工作电流I
i
、燃料路入口压力P
fi
、氧化剂路入口压力P
oi
、喷管内压力P
ci
及喷管出口压力P
out
，通过公式(1)分别获得燃料路流量m
fi
和氧化剂路流量m
oi
；
[0018]对于液体节流孔，若流动为湍流，流量方程为：
[0019][0020]其中，m
′
为节流孔的质量流量；I为发动机阀门实时工作电流；I0为发动机阀门额定工作电流；A
′
为发动机阀门及头部流道等效流通面积；ρ为推进剂密度；Δp为发动机阀门及头部流道进出口压力差；C
q
为流量系数。
[0021]优选的，在所述下一时刻的喷管内压力获取步骤中，通过公式(2)、公式(3)和公式(4)依据已知量燃料路流量m
fi
、氧化剂路流量m
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法，其特征在于，包括如下步骤：液体火箭发动机模型建立步骤：建立液路节流孔模型和气路节流孔模型；使液路节流孔模型等效液体火箭发动机阀门及头部流动特性，使气路节流孔模型等效液体火箭发动机喷管内流动特性；液体火箭发动机模型运行步骤：通过运行建立的液体火箭发动机模型，进行液体火箭发动机动态计算。2.根据权利要求1所述的适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法，其特征在于，在所述液体火箭发动机模型建立步骤中，建立燃气温度函数和燃气成分质量分数函数，通过燃气温度函数和燃气成分质量分数函数对液路节流孔模型和气路节流孔模型进行链接。3.根据权利要求1所述的适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法，其特征在于，所述液体火箭发动机模型运行步骤包括如下步骤：当前氧燃流量获取步骤：通过液路节流孔模型基于当前时刻的喷管内压力及发动机入口压力获得当前时刻的氧燃流量；当前氧燃混合比获取步骤：基于当前时刻的氧燃流量获得当前时刻的氧燃混合比；燃气温度获取步骤：通过燃气温度函数，基于当前时刻的喷管内压力和氧燃混合比获得燃气温度；燃气成分质量分数获取步骤：通过燃气成分质量分数函数，基于当前时刻的喷管内压力和氧燃混合比获得燃气成分质量分数；下一时刻的喷管内压力获取步骤：通过气路节流孔模型，基于当前时刻的燃气温度、氧燃流量、燃气成分质量分数及喷管出口压力获得下一时刻的喷管内压力，进行液体火箭发动机动态计算。4.根据权利要求3所述的适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法，其特征在于，在所述当前氧燃流量获取步骤中，在t
i
时刻，依据发动机阀门实时工作电流I
i
、燃料路入口压力P
fi
、氧化剂路入口压力P
oi
、喷管内压力P
ci
及喷管出口压力P
out
，通过公式(1)分别获得燃料路流量m
fi
和氧化剂路流量m
oi
；对于液体节流孔，若流动为湍流，流量方程为：其中，m
′
为节流孔的质量流量；I为发动机阀门实时工作电流；I0为发动机阀门额定工作电流；A
′
为发动机阀门及头部流道等效流通面积；ρ为推进剂密度；Δp为发动机阀门及头部流道进出口压力差；C
q
为流量系数。5.根据权利要求3所述的适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法，其特征在于，在所述下一时刻的喷管内压力获取步骤中，通过公式(2)、公式(3)和公式(4)依据已知量燃料路流量m
fi
、氧化剂路流量m
oi
、燃气温度T
i
和燃气成分质量分数Y
i
迭代获得t
i+1
时刻的喷管内压力P
ci+1
，进行液体火箭发动机动态特性计算；对于气体节流孔，理想气体定常等熵流动的质量公式如下：
其中，m为进入节流孔的气体流量；C
d
为流量系数；C
m
为质量流量参数；A为喷管喉部流通面积；P
c
为喷管内压力；T为燃气温度；为喷管内压力；T为燃气温度；其中，R为气体常数；γ为气体比热比；P
cr
为临界压比；P
out
为喷管出口压力。6.一种...

【专利技术属性】
技术研发人员：张银勇，王园丁，林庆国，汤建华，孙涛，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：