[发明专利]一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法

说明书

本发明涉及一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法，步骤一，计算耗关液位容积V；步骤二，根据贮箱容积数据，计算耗关液位容积V对应的耗关液位高度h；步骤三，在贮箱内高度h处安装两个耗关传感器组，所述两个耗关传感器组沿贮箱中心轴对称，每个耗关传感器组由两个耗关传感器并联构成；步骤四、两个耗关传感器组串联，向外发送耗关信号。本发明可以实现液体运载火箭耗关传感器液位高度设计，能够有效规避推进剂晃动影响，减少推进剂剩余量，有利于提高运载能力，并采用冗余设计，能够适应两个耗关传感器组各一个耗关传感器失效工况，显著提高系统故障适应能力，高可靠的获取耗关信号，确保火箭正常飞行。

技术领域

本发明属于液体运载火箭控制系统设计领域，涉及一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法。

背景技术

液体运载火箭助推器和一子级贮箱内一般都安装有耗关传感器(耗尽关机传感器)，耗关信号作为发动机关机信号，直接影响火箭飞行成败，必须采取措施提高耗关信号获取可靠性。

我国现役常规推进剂液体火箭的耗关传感器以安装于同一液面高度的三个红外光电液位探头为液位测量器件，并带动各自的继电器，通过继电器触点组成的三取二冗余表决系统向控制系统发出耗关信号。这种方式无法规避推进剂液面晃动影响，推进剂剩余量设计值偏大，不利于提高运载能力。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法。

本发明解决技术的方案是：

一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法，该方法的步骤包括：

步骤一，根据贮箱内推进剂防漩防塌量m1、低温推进剂分层不可用量m2、发动机关机过程消耗量m3、发动机秒耗量q、延迟关机时间T以及推进剂密度ρ，计算耗关液位容积V；

步骤二，根据贮箱容积数据，计算耗关液位容积V对应的耗关液位高度h；

步骤三，在贮箱内高度h处安装两个耗关传感器组，两个耗关传感器组沿贮箱中心轴对称，每个耗关传感器组由两个耗关传感器并联构成；

步骤四、两个耗关传感器组串联后，向外发送耗关信号。

所述步骤一中，推进剂防漩防塌量m1的取值范围根据火箭贮箱出流试验确定，低温推进剂分层不可用量m2的取值范围根据热仿真分析结果确定，当推进剂为常温推进剂时，m2＝0；发动机关机过程消耗量m3的取值范围根据发动机试车试验确定，发动机秒耗量q的取值范围根据发动机额定秒耗量及偏差指标确定，延迟关机时间T根据飞行程序中以耗关信号作为基准时间的指令发出情况确定。

计算耗关液位容积V时，推进剂防漩防塌量m1、低温推进剂分层不可用量m2、发动机关机过程消耗量m3、发动机秒耗量q均取最大值；推进剂密度ρ与温度有关，取火箭飞行过程中温度最高时的推进剂密度。

所述步骤一中，当贮箱内推进剂为常温推进剂时，利用如下公式计算耗关液位容积V：

V＝(m1+m3+q*T)/ρ。

所述步骤一中，当贮箱内推进剂为低温推进剂时，利用如下公式计算耗关液位容积V：

V＝(max(m1,m2)+m3+q*T)/ρ*(1+α)³

α为低温推进剂贮箱材料从低温到常温总的线膨胀率。

所述步骤三中，两个耗关传感器组均通过支架固定安装在贮箱内，安装高度相同，沿贮箱径向采用“-”型布局方式。

每个耗关传感器组的两个耗关传感器并联、两个耗关传感器组串联向外发送耗关信号，能够适应两个耗关传感器组各一个耗关传感器失效工况。

本发明与现有技术相比的有益效果是：