[发明专利]液体火箭发动机推力调节方法、装置、设备及存储介质

说明书

本发明公开了一种液体火箭发动机推力调节方法、装置、设备及存储介质，其中液体火箭发动机推力调节方法包括：分别获取液体火箭的当前推力和目标推力；基于所述当前推力和所述目标推力，利用自抗扰控制技术得到氧调节阀的第一补偿值和燃料调节阀的第二补偿值，利用所述氧阀补偿值对氧调节阀的阀门开度进行补偿，利用所述燃料阀补偿值对燃料调节阀的阀门开度进行补偿，从而可以控制调节阀动作，在保证发动机安全的情况下，实现发动机的无级变推力。

技术领域

本发明涉及火箭技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机推力调节方法、装置、设备及存储介质。

背景技术

液体火箭发动机是实现火箭重复使用的关键技术，一般的液体火箭发动机在点火后只有一种推力工况，唯一能使推力产生改变的只有发动机关机，推力由100%迅速降低至0%，使用这种发动机的火箭无法重复使用。因为火箭在与上面级后需要经历火箭掉头、再入大气层、减速、降落等阶段，随着箭体质量变化、飞行工况变化，在不同阶段发动机需要不同且实时变化的推力大小来实现相应任务。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例提供了一种液体火箭发动机推力调节方法、装置、设备及存储介质，以解决实现对液体火箭发动机推力的精确控制。

根据第一方面，本发明实施例提供了一种液体火箭发动机推力调节方法，包括：

获取液体火箭的当前运行参数，其中所述当前运行参数至少包括推力；

获取与所述当前运行参数相对应的目标运行参数；

基于所述当前运行参数和所述目标运行参数，利用自抗扰控制技术得到氧阀补偿值和燃料阀补偿值；

利用所述氧阀补偿值对氧调节阀的阀门开度进行补偿，利用所述燃料阀补偿值对燃料调节阀的阀门开度进行补偿。

本发明实施例提供的液体火箭发动机推力调节方法，可以基于所述当前推力和所述目标推力，利用自抗扰控制技术得到氧阀补偿值和燃料阀补偿值，并利用所述氧阀补偿值对氧调节阀的阀门开度进行补偿，利用所述燃料阀补偿值对燃料调节阀的阀门开度进行补偿，从而可以在液体火箭发动机工作过程中实现对液体火箭发动机推力的精确控制，实现发动机的无级变推力。

结合第一方面，在第一方面第一实施方式中，当所述当前运行参数为推力时，所述基于所述当前运行参数和所述目标运行参数，利用自抗扰控制技术得到氧阀补偿值和燃料阀补偿值包括：

利用当前推力和目标推力构建第一线性化模型；

利用所述第一线性化模型构造第一二阶扩张状态观测器，并确定所述第一二阶扩张状态观测器的第一瞬时补偿值和第二瞬时补偿值；

将所述第一瞬时补偿值补偿到所述第一线性化模型得到第一补偿值，所述第一补偿值即为所述氧阀补偿值，将所述第二瞬时补偿值补偿到所述第一线性化模型得到第二补偿值，所述第二补偿值即为所述燃料阀补偿值。

结合第一方面，在第一方面第二实施方式中，当所述当前运行参数为推力和混合比时，所述基于所述当前运行参数和所述目标运行参数，利用自抗扰控制技术得到氧阀补偿值和燃料阀补偿值包括：

利用当前推力和目标推力构建第一线性化模型；

利用所述第一线性化模型构造第一二阶扩张状态观测器，并确定所述第一二阶扩张状态观测器的第一瞬时补偿值和第二瞬时补偿值；

将所述第一瞬时补偿值补偿到所述第一线性化模型得到第一补偿值，将所述第二瞬时补偿值补偿到所述第一线性化模型得到第二补偿值；

利用当前混合比和目标混合比构建第二线性化模型；

利用所述第二线性化模型构造第二二阶扩张状态观测器，并确定所述第二二阶扩张状态观测器的第三瞬时补偿值和第四瞬时补偿值；