CN113532869A - 一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法 - Google Patents

一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法 Download PDF

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宁国富
黄帅
朱亮聪
杨赧
董文丰
洪刚
张亮
辛高波
李红兵
宋攀
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Abstract

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***故障适应能力，高可靠的获取耗关信号，确保火箭正常飞行。

Description

一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法
技术领域
本发明属于液体运载火箭控制***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***向控制***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：
本发明可以实现液体运载火箭耗关液位高度设计，耗关传感器的“-”型布局方式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***故障适应能力，高可靠的获取耗关信号，确保火箭正常飞行。
附图说明
图1为耗关传感器安装示意图；
图2为耗关传感器布局方式示意图；
图3为耗关传感器连接方式示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步阐述。
步骤1、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。
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。 (1)
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 (2)
α为低温推进剂贮箱材料从低温到常温总的线膨胀率。
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(对于常温推进剂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。
本发明计算耗关液位容积V时，为确保飞行安全需要保守取值，公式中的推进剂防漩防塌量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取最小值，对应火箭飞行过程中温度最高时的推进剂密度。
步骤2、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3、在贮箱内高度h处安装两个耗关传感器组，每个耗关传感器组由两个耗关传感器并联构成，通过支架固定安装在贮箱内，如图1、图2所示。
两个耗关传感器组沿贮箱径向采用“-”型布局方式布置，能够有效规避推进剂晃动影响，减少推进剂剩余量。
第一耗关传感器组的两个传感器安装在贮箱的同一位置(称为第一位置)处。
第二耗关传感器组的两个传感器安装在贮箱的同一位置(称为第二位置)处。
第一位置和第二位置关于贮箱轴向对称。
图1和图2中，1、2、3、4为四个耗关传感器，其中1和2为一个耗关传感器组，3和4为一个耗关传感器组。
步骤4、同一位置的两个耗关传感器(即一个耗关传感器组)信号并联，与另一个耗关传感器组信号串联的方式发送耗关信号，如图3所示。
本发明中，4个耗关传感器信号采用串并联方式，可在两个耗关传感器组各一个耗关传感器失效的情况下，不影响***工作，提高了***故障适应能力。
实施例1
某型号液氧贮箱耗关液位容积V计算输入条件如下：
贮箱内推进剂防漩防塌量m1根据贮箱出流试验取上限120kg，低温推进剂分层不可用量m2根据热仿真分析结果取上限90kg，发动机关机过程消耗量m3根据发动机试车试验取上限280kg，发动机秒耗量q根据发动机额定秒耗量及偏差指标3％，取上限610kg/s，推进剂密度ρ取常温液氧91K下的密度1.1414kg/L，延迟关机时间T根据飞行程序取2.7s，贮箱材料从低温到常温总的线膨胀率取0.36631×10-3。
按照公式(1)，经计算低温下耗关液位容积V为1793L，按照公式(2)，转换为常温耗关液位容积V为1813L。根据贮箱容积数据，耗关液位容积1813L对应的耗关液位高度h为511mm，即耗关传感器发液位信号高度距箱底理论最低点为511mm。
在511mm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，两个耗关传感器组串联后，向外发送耗关信号。两个耗关传感器组均通过支架固定安装在贮箱内，沿贮箱径向采用“-”型布局方式。
经验证，上述设置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，确保火箭正常飞行。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (7)

1.一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法，其特征在于该方法的步骤包括：
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。
2.根据权利要求1所述的一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法，其特征在于，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。
3.根据权利要求2所述的一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法，其特征在于，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。
4.根据权利要求3所述的一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法，其特征在于，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。
5.根据权利要求3所述的一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法，其特征在于，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。
6.根据权利要求1所述的一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法，其特征在于，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。
7.根据权利要求1所述的一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法，其特征在于，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。
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