【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空航天设备，具体涉及一种用于液体火箭的发动机及控制方法。
技术介绍
1、返回式火箭技术可以重复使用箭体和发动机，大大降低了发射成本，带动商业航天技术发展，发展低成本的可回收液体火箭是目前的研究重点。
2、现有技术中，液体火箭发动机通常是通过双组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。
3、但是，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，单一通过阀门开度调节氧流量和燃料流量时可能会由于调节精度的问题延长调节时间，存在难以及时进行推力大小调节的问题。
技术实现思路
1、本申请提供一种用于液体火箭的发动机及控制方法，可以解决现有技术中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，单一通过阀门开度调节氧流量和燃料流量时可能会由于调节精度的问题延长调节时间，存在难以及时进行推力大小调节的问题。
2、第一方面，本申请实施例提供了一种用于液体火箭的发动机，其包括：
3、推力室，其与燃料管路与氧管路连通，用于混合燃烧燃料与氧提供推力；
4、燃料路电调节组件，其设置在所述燃料管路上，包括燃料电动泵和燃料调节阀，所述燃料电动泵和燃料调节阀配合设置，用于调节进入所述推力室的燃料量；
5、氧路电调节组件，其设置在所述氧管路上，包括氧电动泵和氧调节阀，所述氧电动泵和氧调节阀配合设置，
6、控制单元，其与所述燃料电动泵、燃料调节阀、氧电动泵和氧调节阀电连接，用于驱动所述燃料电动泵、燃料调节阀、氧电动泵和氧调节阀调节燃料量与氧量，以调整所述发动机的推力大小。
7、结合第一方面，在一种实施方式中，所述燃料调节阀包括燃料调节阀门开度模块和燃料流量测量模块，所述燃料调节阀门开度模块用于调整所述燃料管路的流通面积，以调整燃料流量，所述燃料流量测量模块用于测量燃料流量，并将测量结果反馈至所述控制单元。
8、结合第一方面，在一种实施方式中，所述氧调节阀包括氧调节阀门开度模块和氧流量测量模块，所述氧调节阀门开度模块用于调整所述氧管路的流通面积，以调整氧流量，所述氧流量测量模块用于测量氧流量，并将测量结果反馈至所述控制单元。
9、结合第一方面，在一种实施方式中，所述控制单元包括：
10、综合控制器，其与所述燃料电动泵、燃料调节阀、氧电动泵和氧调节阀电连接，用于驱动所述燃料电动泵、燃料调节阀、氧电动泵和氧调节阀调节燃料量与氧量以调整所述发动机的推力大小；
11、数据采集器，其与所述综合控制器电连接，用于收集所述发动机的温度参数和压力参数，并将所述温度参数和压力参数反馈至所述综合控制器，使所述综合控制器根据所述温度参数和压力参数调节燃料量与氧量。
12、结合第一方面，在一种实施方式中，还包括电驱摇摆机构，其与所述推力室连接，所述电驱摇摆机构包括两个摇摆单元，两个所述摇摆单元沿所述推力室周向设置，且两个所述摇摆单元所处的平面相互垂直，用于调节所述发动机的推力方向。
13、结合第一方面，在一种实施方式中，还包括电点火器，所述电点火器设置在所述推力室头部，用于所述推力室点火启动。
14、第二方面，本申请实施例还提供了一种用于液体火箭的控制方法，其利用上述的一种用于液体火箭的发动机实施，其包括以下步骤：
15、根据目标推力值，确定燃料电动泵的转速和燃料调节阀的开度，以及氧电动泵的转速和氧调节阀的开度；
16、根据燃料电动泵的转速和燃料调节阀的开度，以及氧电动泵的转速和氧调节阀的开度，调节燃料电动泵、燃料调节阀、氧电动泵和氧调节阀，以使当前推力值至趋近目标推力值。
17、结合第二方面，在一种实施方式中，根据目标推力值，确定氧电动泵的转速和氧调节阀的开度，包括：
18、基于推力与推力室压力和氧流量的标定关系表，根据目标推力值，确定对应的目标推力室压力和目标氧流量；
19、基于氧电动泵转速和氧调节阀阀门开度与推力室压力和氧流量的标定关系表，根据目标推力室压力和目标氧流量，确定目标氧电动泵转速和目标氧调节阀阀门开度；
20、根据目标氧电动泵转速和目标氧调节阀阀门开度和当前氧调节阀阀门开度和氧电动泵转速在氧电动泵转速和氧调节阀阀门开度与推力室压力和氧流量的标定关系表中的位置，确定最优氧电动泵转速和最优氧调节阀阀门开度调节变化量。
21、结合第二方面，在一种实施方式中，当发生超温现象时，包括以下步骤：
22、调节燃料电动泵的转速和燃料调节阀的开度增加燃料流量和/或调节氧电动泵的转速和氧调节阀的开度减少氧流量；实时检查判断推力大小是否达到要求，若推力大小未达到要求，同比调整燃料流量和氧流量，实时判断推力大小是否达到要求；若推力大小达到要求，检查超温现象是否消失，若超温现象未消失，重复执行该步骤，直至超温现象消失。
23、结合第二方面，在一种实施方式中，所述的若推力大小未达到要求，同比调整燃料流量和氧流量，包括：若推力大小小于目标推力值，同比增加燃料流量和氧流量；若推力大小大于目标推力值，同比减少燃料流量和氧流量。
24、本申请实施例提供的技术方案带来的有益效果包括：
25、在使用该用于液体火箭的发动机时，将推力室与燃料管路与氧管路连通，用于燃料与氧混合燃烧并产生推力，将燃料路电调节组件设置在燃料管路上，氧路电调节组件设置在氧管路上，控制单元与燃料电动泵、燃料调节阀、氧电动泵和氧调节阀电连接。根据目标推力值，确定燃料电动泵的转速和燃料调节阀的开度，以及氧电动泵的转速和氧调节阀的开度，根据燃料电动泵的转速和燃料调节阀的开度，以及氧电动泵的转速和氧调节阀的开度，调节燃料电动泵、燃料调节阀、氧电动泵和氧调节阀，以使当前推力值至趋近目标推力值，调节速度更快、更精确，解决了现有技术中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，单一通过阀门开度调节氧流量和燃料流量时可能会由于调节精度的问题延长调节时间，存在难以及时进行推力大小调节的问题。
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1.一种用于液体火箭的发动机，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的一种用于液体火箭的发动机，其特征在于，所述燃料调节阀(22)包括燃料调节阀门开度模块和燃料流量测量模块，所述燃料调节阀门开度模块用于调整所述燃料管路的流通面积，以调整燃料流量，所述燃料流量测量模块用于测量燃料流量，并将测量结果反馈至所述控制单元。
3.如权利要求1所述的一种用于液体火箭的发动机，其特征在于，所述氧调节阀(32)包括氧调节阀门开度模块和氧流量测量模块，所述氧调节阀门开度模块用于调整所述氧管路的流通面积，以调整氧流量，所述氧流量测量模块用于测量氧流量，并将测量结果反馈至所述控制单元。
4.如权利要求1所述的一种用于液体火箭的发动机，其特征在于，所述控制单元包括：
5.如权利要求1所述的一种用于液体火箭的发动机，其特征在于，还包括电驱摇摆机构(4)，其与所述推力室(1)连接，所述电驱摇摆机构(4)包括两个摇摆单元，两个所述摇摆单元沿所述推力室(1)周向设置，且两个所述摇摆单元所处的平面相互垂直，用于调节所述发动机的推力方向。
6.如权利要求
7.一种用于液体火箭的控制方法，其特征在于，利用如权利要求1-6任一项所述的一种用于液体火箭的发动机实施，其包括以下步骤：
8.如权利要求7所述的一种用于液体火箭的控制方法，其特征在于，根据目标推力值，确定氧电动泵(31)的转速和氧调节阀(32)的开度，包括：
9.如权利要求7所述的一种用于液体火箭的控制方法，其特征在于，当发生超温现象时，包括以下步骤：
10.如权利要求7所述的一种用于液体火箭的控制方法，其特征在于，所述的若推力大小未达到要求，同比调整燃料流量和氧流量，包括：若推力大小小于目标推力值，同比增加燃料流量和氧流量；若推力大小大于目标推力值，同比减少燃料流量和氧流量。
...【技术特征摘要】
1.一种用于液体火箭的发动机，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的一种用于液体火箭的发动机，其特征在于，所述燃料调节阀(22)包括燃料调节阀门开度模块和燃料流量测量模块，所述燃料调节阀门开度模块用于调整所述燃料管路的流通面积，以调整燃料流量，所述燃料流量测量模块用于测量燃料流量，并将测量结果反馈至所述控制单元。
3.如权利要求1所述的一种用于液体火箭的发动机，其特征在于，所述氧调节阀(32)包括氧调节阀门开度模块和氧流量测量模块，所述氧调节阀门开度模块用于调整所述氧管路的流通面积，以调整氧流量，所述氧流量测量模块用于测量氧流量，并将测量结果反馈至所述控制单元。
4.如权利要求1所述的一种用于液体火箭的发动机，其特征在于，所述控制单元包括：
5.如权利要求1所述的一种用于液体火箭的发动机，其特征在于，还包括电驱摇摆机构(4)，其与所述推力室(1)连接，所述电驱摇摆机构(4)包括两个摇摆单元，两个所述摇摆单元沿所述推力室(1)...
【专利技术属性】
技术研发人员：钟明磊，区隽，王小雨，方欢，王涛峰，黄峰，陈泽，张方，鲍丙亮，陈巍，周磊，王钧，厉建树，王小波，肖思齐，韩松，刘章龙，李慧强，项亮，朱澳星，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：
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