【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及液体火箭发动机领域，具体涉及多冗余液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统及控制方法。
技术介绍
1、液体火箭发动机是现代航空领域中非常重要的推进系统之一，它是通过将液态燃料和氧化剂混合在一起燃烧产生高温高压气体，驱动火箭；为了确保火箭发射过程中的安全性和可靠性，必须对液体燃料火箭发动机进行性能测试和分析。
2、在液体火箭发动机地面试验中，发动机对推进剂的入口压力具有多种不同需求，为了验证发动机的性能，在试验过程中如何维持某一恒定入口压力、升高入口压力或使其自然落压等是考量发动机性能的重要参数；若不能精准可靠的调节入口压力，会导致液体发动机试验失败，则无法保证火箭发射过程中的安全性和可靠性；
3、液体火箭发动机地面试验中，由于推进剂流量大、增压气垫量大、试验环境复杂等问题，会直接影响试验过程中入口压力控制的准确性和可靠性；并且地面试验中会产生较大的振动，存在爆炸的风险，无法保证试验人员的安全。因此如何在地面试验过程中精准可靠的调节入口压力，是保证发动机地面试验成功进行的关键。
技术实现思路
1、本专利技术为解决现有液体火箭发动机在地面试验中无法准确、可靠的调节入口压力，以及无法保证地面试验人员安全等问题，提出一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统及其控制方法。
2、为实现上述目的，本专利技术提出的技术解决方案为：
3、一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统，发动机入口包括依次连接的发动机入口管路、第一阀门、主管路、第二阀
4、所述压力传感器分别设置在发动机入口管路与第一阀门之间设置的第一压力测点，主管路上设置的第二压力测点，贮箱上设置的第三压力测点处；
5、所述压力采集模块的输入端分别与多个压力传感器连接，输出端与数字控制模块的输入端连接，数字控制模块的输出端与系统增压模块的输入端，系统增压模块的输出端连接贮箱，上位机与数字控制模块之间通过网络交换机连接；
6、所述压力采集模块通过多个压力传感器分别采集第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点的压力信号，并传输给数字控制模块进行分析处理，数字控制模块对各压力信号，并根据分析处理结果控制系统增压模块对发动机入口压力进行调节；
7、所述上位机用于实现数据交换、状态显示以及指令发送，记录显示第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点的压力信号值。
8、进一步地，所述第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点上的压力传感器均采用双冗余压力传感器，用于采集各个测点的压力信号。
9、进一步地，所述系统增压模块为增压电磁阀矩阵。
10、一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制方法，采用上述液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统，其特殊之处在于，包括以下步骤：
11、s1、将第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点分别设置在发动机入口管路与第一阀门之间、主管路和贮箱上的预设位置，并将多个压力传感器分别设置在第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点处；
12、s2、压力采集模块通过压力传感器采集第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点的压力值，并传输给数字控制模块依次进行分析处理；
13、s3、通过数字控制模块判断第一压力测点的压力值是否满足第一设定压力值；
14、若第一压力测点的压力值满足第一设定压力值时，则数字控制模块以第一设定压力值作为反馈数据控制系统增压模块对发动机入口压力进行调节，实现液体火箭发动机入口推进剂压力控制；
15、若第一压力测点的压力值不满足设定第一压力值时，则执行步骤s4；
16、s4、通过数字控制模块判断第二压力测点的压力值是否满足第二设定压力值；
17、若第二压力测点的压力值满足第二设定压力值时，则数字控制模块以第二设定压力值作为反馈数据控制系统增压模块对发动机入口压力进行调节，实现液体火箭发动机入口推进剂压力控制；
18、若第二压力测点的压力值不满足第二设定压力值时，则执行步骤s5；
19、s5、通过数字控制模块判断第三压力测点的压力值是否满足第三设定压力值；
20、若第三压力测点的压力值满足第三设定压力值时，则数字控制模块以第三设定压力值作为反馈数据控制系统增压模块对发动机入口压力进行调节，实现液体火箭发动机入口推进剂压力控制；
21、若第三压力测点的压力值不满足第三设定压力值时，则数字控制模块控制系统增压模块停止对发动机入口压力的调节，并对系统进行检查。
22、进一步地，所述第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点的压力值满足以下线性关系：
23、p1＝k1p2+b
24、p1＝k2p3+c
25、其中，p1为第一压力测点的压力值；k1为第一压力测点和第二压力测点的比率系数；
26、p2为第二压力测点的压力值；k2为第一压力测点和第三压力测点的比率系数；
27、p3为第三压力测点的压力值；b为第一压力测点和第二压力测点的截距系数；c为第一压力测点和第三压力测点的截距系数。
28、进一步地，步骤s2中所述第一设定压力值、第二设定压力值和第三设定压力值满足下式：
29、
30、
31、其中：ps1为第一设定压力值；
32、ps2为第二设定压力值；
33、ps3为第三设定压力值。
34、进一步地，所述第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点上的压力传感器均采用双冗余压力传感器；
35、通过双冗余压力传感器采集的第一压力测点采集的压力值p1、第二压力测点的压力值p2和第三压力测点的压力值p3均满足：|pia-pib|≤v，i＝1,2,3；
36、其中，a为双冗余压力传感器中的一个压力传感器，b为双冗余压力传感器中的另一个压力传感器，σ为双冗余压力传感器的压力差值。
37、本专利技术的有益效果：
38、【1】本专利技术液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统采用分布式架构，有利于系统的功能性扩展，并且通过系统控制压力的调节大大提高了系统的安全性能，避免了人员直接接触实验环境，保证了操作人员的安全，提高了系统的增压效率和增压可靠性。
39、【2】本专利技术中采用三个不同位置处的压力测点监测系统的压力变化，通过三个不同位置处的压力测点自动切换参与闭环压力调节，有效提升了整体系统调节的安全性和可靠性，灵活适用于液体火箭发动机地面试验复杂环境下的增压控制，提高了系统的增压效果和系统实用性。
40、【3】本专利技术中的三个压力测点均采用双传感器冗余输出，进一步提升了系统调节的可靠性，同时给系统判读该测点是否出现异常提供了依据，保证系统可以正确运行，减少系统误差，提高了系统的稳定性和系统的调节精度。<本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统，发动机入口包括依次连接的发动机入口管路(5)、第一阀门(6)、主管路(7)、第二阀门(8)和贮箱(9)，其特征在于：压力控制系统包括上位机(1)、数字控制模块(2)、压力采集模块(3)和系统增压模块(4)，以及多个压力传感器；
2.根据权利要求1所述一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统，其特征在于：所述压力传感器采用双冗余压力传感器。
3.根据权利要求2所述一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统，其特征在于：所述系统增压模块(4)为增压电磁阀矩阵。
4.一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制方法，采用权利要求1-3任一所述的液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统，其特征在于，包括以下步骤：
5.根据权利要求4所述一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制方法，其特征在于，所述第一压力测点(10)、第二压力测点(11)和第三压力测点(12)的压力值满足以下线性关系：
6.根据权利要求5所述一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制方法，其特征在于，步骤S2中所述第一设定压力值、第二设定压
7.根据权利要求6所述一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制方法，其特征在于：所述第一压力测点(10)、第二压力测点(11)和第三压力测点(12)上的压力传感器均采用双冗余压力传感器；
...【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统，发动机入口包括依次连接的发动机入口管路(5)、第一阀门(6)、主管路(7)、第二阀门(8)和贮箱(9)，其特征在于：压力控制系统包括上位机(1)、数字控制模块(2)、压力采集模块(3)和系统增压模块(4)，以及多个压力传感器；
2.根据权利要求1所述一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统，其特征在于：所述压力传感器采用双冗余压力传感器。
3.根据权利要求2所述一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统，其特征在于：所述系统增压模块(4)为增压电磁阀矩阵。
4.一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制方法，采用权利要求1-3任一...
【专利技术属性】
技术研发人员：李鹏程，韩明，于军，张小松，黄思诚，单琳，刘正，赵金珊，高宇麒，
申请(专利权)人：西安航天动力试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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