涡轮泵转速反馈控制系统、控制方法及变推力火箭发动机与流程

1.本发明属于火箭发动机技术领域，涉及涡轮泵转速反馈控制系统、控制方法及变推力火箭发动机。


背景技术：

2.液体火箭发动机主要用作大型运载器的助推级、一级、二级、上面级及各类空间飞行器动力，在大部分应用场景下为固定推力或小范围推力调节工作模式，仅在月球/火星着陆、飞行器大机动、火箭基组合动力等特殊场景下，要求发动机具备大范围变推力能力。近年来，随着国际发射量的爆炸式增长，发射费用也居高不下，在此背景下，可大幅降低发射费用的可重复使用运载火箭受到了国际航天领域的广泛关注。
3.我国在嫦娥三号、四号、五号以及天问一号空间探测任务中使用了yf-36 7500～1500n变推力发动机，该发动机推力规模较小，采用挤压式供应方案，且推进剂为有毒推进剂。但在大型运载器主动力上采用变推力发动机的工作正处于研制阶段，尚未应用。
4.宽范围变推力火箭发动机的难点在于宽范围低压降喷注雾化技术及燃烧不稳定抑制技术、副系统一体式发生器/调节器技术、高负荷宽变比涡轮泵技术、高精度、快响应推力闭环控制技术等。在推力调节过程中，要求内外两个喷注器的喷注面积需要同步、连续变化，以便始终保持两种推进剂高效混合雾化，且由于移动距离非常短，对调节精度要求很高。泵流量、扬程及涡轮功率在极宽的范围内变化，甚至低至额定值的10％，为使得燃料泵与氧化剂泵同时达到不同的变工况，仅通过泵自身的转速及功率调节是完全无法实现的，还需要对主、副系统同时调节，并同时对燃料泵以及氧化剂泵进行优化匹配设计，才能满足宽范围工作需求。yf-36挤压式发动机采用了开环指令控制方案，实现了7500n～1500n变推力控制，但针对大推力、宽变推的泵压式发动机，选取什么敏感状态参数来反映发动机的状态，采取什么控制策略，通过什么控制方法，来实现高精度、快响应，这都是需要解决的新的技术难题。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明提供涡轮泵转速反馈控制系统、控制方法及变推力火箭发动机，对氧化剂副路和燃料副路同时调节，确保了燃料泵以及氧化剂泵的优化匹配，确保燃料泵与氧化剂泵同时达到不同的变工况；同时通过闭环控制转速的方式，使得火箭发动机像航空发动机或冲压发动机那样，可以适应飞行任务需求进行实时调节，进而实现了高精度以及快响应的目的。
6.为了解决上述问题，根据本技术的一个方面，本发明的实施例提供了涡轮泵转速反馈控制系统，控制系统包括：燃料主路、燃料副路、氧化剂主路以及氧化剂副路，燃料副路和氧化剂副路的出口端均与一体化发生调节器连接，燃料主路和氧化剂主路的出口端均与推力室连接；控制系统还包括依次连接的涡轮泵、转速测量单元以及发动机控制器，涡轮泵还与一体化发生调节器连接，发动机控制器亦与一体化发生器连接，使得一体化发生调节
器、涡轮泵、转速测量单元以及发动机控制器构成闭环。
7.在一些实施例中，转速测量单元包括转速传感器和旋转变压器，转速传感器设置有三个，且每个转速传感器对应一个旋转变压器；三个转速传感器和三个旋转变压器能够实时测量涡轮泵的转速，并将其输送至发动机控制器中。
8.在一些实施例中，一体化发生调节器包括发生室和调节器，发生器和调节器连接；且调节器能够根据发动机控制器中的转速调节发生室内的燃料和氧化剂流量，进而改变涡轮泵的功率。
9.在一些实施例中，调节器通过pwm阀与伺服液入口连接，调节器还通过伺服腔背压孔板与伺服液出口连接；调节器内部具有伺服腔和阀芯，阀芯的一端抵接在调节器内的侧壁上，阀芯的另一端活动连接有针栓；伺服液进入伺服腔，在伺服腔内推动阀芯运动阀芯带动针栓运动，进而实现氧化剂和燃料的同步调节。
10.在一些实施例中，燃料主路上依次设置有燃料入口、燃料泵、燃料主路孔板以及燃料主阀，燃料主阀用于控制燃料主路的通断；
11.燃料副路与燃料主路公用燃料入口和燃料泵，燃料副路还包括燃料副路孔板以及燃料副阀，燃料入口、燃料泵、燃料副路孔板以及燃料副阀依次连接，燃料副阀用于控制燃料副路的通断。
12.在一些实施例中，氧化剂主路上依次设置有氧化剂入口、氧化剂泵、氧化剂主路孔板以及氧化剂主阀，氧化剂主阀用于控制氧化剂主路的通断；
13.氧化剂副路与氧化剂主路公用氧化剂入口和氧化剂泵，氧化剂副路还包括氧化剂副路孔板以及氧化剂副阀，氧化剂入口、氧化剂泵、氧化剂副路孔板以及氧化剂副阀依次连接，氧化剂副阀用于控制燃料副路的通断。
14.在一些实施例中，燃料主阀、燃料副阀、氧化剂主阀以及氧化剂副阀均与发动机控制器连接；且发动机控制器能够控制燃料主阀、燃料副阀、氧化剂主阀以及氧化剂副阀的开度。
15.在一些实施例中，控制系统还包括飞行控制器，飞行控制器与发动机控制器连接。
16.根据本技术的一个方面，本发明的实施例提供了一种涡轮泵转速反馈控制方法，控制方法包括：
17.通过转速测量单元实时采集涡轮泵的转速；
18.发动机控制器根据转速调节一体化发生调节器内的占空比；
19.通过占空比调节涡轮泵的转速。
20.在一些实施例中，通过转速测量单元实时采集涡轮泵的转速，具体通过以下公式进行计算：
21.当连续4-6次成立，或连续4-6次成立时，
22.当连续4-6次成立，或
连续4-6次成立时，
23.当连续4-6次成立，或连续4-6次成立时，
24.否则：
25.其中，转速测量单元包括三个转速传感器，n1、n2以及n3分别为三个转速传感器的所检测的转速；bon
upper
和dpn
low
为转速传感器发生故障时，其对应的转速比值的上边界和下边界。
26.根据本技术的一个方面，本发明的实施例提供了一种变推力火箭发动机，变推力火箭发动机包括上述的涡轮泵转速反馈控制系统。
27.与现有技术相比，本发明的涡轮泵转速反馈控制系统至少具有下列有益效果：
28.本发明通过转速测量单元实时采集涡轮泵的转速；之后发动机控制器根据所述转速调节所述一体化发生调节器内的占空比；最后通过所述占空比调节所述涡轮泵的转速；如此实现了闭环控制。通过闭环控制转速的方式，使得火箭发动机像航空发动机或冲压发动机那样，可以适应飞行任务需求进行实时调节，进而实现了高精度以及快响应的目的。
29.上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，并可依照说明书的内容予以实施，以下以本发明的较佳实施例并配合附图详细说明如后。
附图说明
30.为了更清楚地说明本发明实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
31.图1是本发明的实施例提供的涡轮泵转速反馈控制系统的结构示意图；
32.图2是图1中a处的局部放大图；
33.图3是本发明的实施例提供的涡轮泵转速反馈控制系统中一体化发生调节器的结构示意图
34.图4是本发明的实施例提供的涡轮泵转速反馈控制方法的流程图；
35.图5是本发明的实施例提供的涡轮泵转速反馈控制方法的控制原理图。
36.其中：
37.1、一体化发生调节器；2、推力室；3、涡轮泵；4、转速测量单元；5、发动机控制器；8、飞行控制器；11、发生室；12、调节器；13、pwm阀；14、伺服液入口；15、伺服液出口；16、lvdt线位移传感器；17、伺服腔背压孔板；51、传感器电缆族；52、驱动电缆族；53、伺服电缆；54、通信电缆；61、燃料入口；62、燃料泵；63、燃料主路孔板；64、燃料主阀；65、燃料副路孔板；66、燃料副阀；71、氧化剂入口；72、氧化剂泵；73、氧化剂主路孔板；74、氧化剂主阀；75、氧化剂副路孔板；76、氧化剂副
具体实施方式
38.为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明申请的具体实施方式、结构、特征及其功效，详细说明如后。在下述说明中，不同的“一实施例”或“实施例”指的不一定是同一实施例。此外，一或多个实施例中的特定特征、结构、或特点可由任何合适形式组合。
39.在本发明的描述中，需要明确的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序；术语“垂直”、“横向”、“纵向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“水平”等指示方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅仅是为了便于描述本发明，而不是意味着所指的装置或元件必须具有特有的方位或位置，因此不能理解为对本发明的限制。
40.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
41.实施例1
42.本实施例提供涡轮泵转速反馈控制系统，如图1和图2所示，控制系统包括：燃料主路、燃料副路、氧化剂主路以及氧化剂副路，燃料副路和氧化剂副路的出口端均与一体化发生调节器1连接，燃料主路和氧化剂主路的出口端均与推力室2连接；控制系统还包括依次连接的涡轮泵3、转速测量单元4以及发动机控制器5，涡轮泵3还与一体化发生调节器1连接，发动机控制器5亦与一体化发生调节器1连接，使得一体化发生调节器1、涡轮泵3、转速测量单元4以及发动机控制器5构成闭环。
43.具体地，变推力火箭发动机是指推力在大范围内可调节的火箭发动机。
44.本实施例中的变推力火箭发动机的原理为：起动及额定工况工作时：氧化剂及燃料分别分为两路，各自进入主系统的推力室2以及副系统的一体化发生调节器1；其中进入副系统一体化发生调节器1的氧化剂及燃料经流量匹配调节及燃烧后，产生恰当温度的高温燃气，驱动涡轮做功，进而驱动氧化剂泵及燃料泵工作。
45.与传统技术相比，本实施例提供的变推力火箭发动机可以实现闭环控制，具体为：通过转速测量单元4实时采集涡轮泵3的转速；之后发动机控制器5根据转速调节一体化发生调节器1内的占空比；最后通过占空比调节涡轮泵3的转速。
46.在具体实施例中：转速测量单元4包括转速传感器和旋转变压器，转速传感器设置有三个，且每个转速传感器对应一个旋转变压器；三个转速传感器和三个旋转变压器能够实时测量涡轮泵3的转速，并将其输送至发动机控制器5中。
47.具体地，转速测量单元4包括三个转速传感器和三个旋转变压器，每个转速传感器与对应的旋转变压器连接。
48.其中，转速传感器是将旋转物体的转速转换为电量输出的传感器，其由磁敏电阻作感应元件，是新型的转速传感器。核心部件是采用磁敏电阻作为检测的元件，再经过全新的信号处理电路令噪声降低,功能更完善。通过与其它类型齿转速传感器的输出波形对比，所测到转速的误差极小以及线性特性具有很好的一致性，感应对象为磁性材料或导磁材料，如磁钢、铁和电工钢等。当被测体上带有凸起(或凹陷)的磁性或导磁材料，随着被测物
体转动时，传感器输出与旋转频率相关的脉冲信号，达到测速或位移检测的发讯目的。
49.旋转变压器是一种电磁式传感器，又称同步分解器。它是一种测量角度用的小型交流电动机，用来测量旋转物体的转轴角位移和角速度，由定子和转子组成。
50.本实施例中的转速传感器通过敏感元件感知涡轮泵3的转速变化，旋转变压器将该信号转变为放大后的电信号，并通过电缆输出至发动机控制器5；也就是说，本实施例通过转速传感器和旋转变压器的配合能够实时测量涡轮泵3的转速，并将其输送至发动机控制器5中。
51.需要说明的是，本实施例中转速测量单元4包括三个转速传感器，不是一个，也不是两个，这里是一种容错控制的判断机制，即如果发生故障时该怎么办的问题；因为一个坏了就没办法了；两个的话，如果坏一个，从控制器来看，只是两个不一致，并不知道是哪个坏了；而如果设置为四个甚至更多的转速传感器，则会导致计算过程复杂。
52.在具体实施例中：如图3所示，一体化发生调节器1包括发生室11和调节器12，发生室11和调节器12连接；且调节器12能够根据发动机控制器5中的转速调节发生室11内的燃料和氧化剂流量，进而改变涡轮泵3的功率。
53.具体地，本实施例中的一体化发生调节器集成了发生器和调节器两者的功能；发生器即燃气发生器，是产生具有一定温度及一定压强的燃气的装置，发生器产生的燃气具有很高的可用能量，其作用于涡轮泵3，使得涡轮泵3工作。调节器12用于按照需求调节燃料和氧化剂的流量，控制进入发生器的发生室11内的燃料和氧化剂的流量。
54.调节器12通过pwm阀13与伺服液入口14连接，调节器12还通过伺服腔背压孔板17与伺服液出口15连接；调节器12内部具有伺服腔和阀芯，阀芯的一端抵接在调节器12内的侧壁上，阀芯的另一端活动连接有针栓；伺服液进入伺服腔，在伺服腔内推动阀芯运动阀芯带动针栓运动，进而实现氧化剂和燃料的同步调节。
55.具体地，本实施例中发生室11为一空腔结构，其靠近调节器12的侧壁上具有流通孔，也就是说，调节器12内的氧化剂和燃料可以通过流通孔进入发生室11内；而为了更好地控制进入发生室11内的氧化剂和燃料的量，该流通孔处安装有针栓，针栓各个部分距离流通孔的孔壁的距离不等，如此可以调节氧化剂和燃料的流量；
56.更具体地，调节器12内部具有阀芯，阀芯的一端抵接在调节器12内的侧壁上，阀芯的另一端与针栓连接；并且调节器12内部还具有伺服腔，如此，伺服液进入伺服腔，不同压力的伺服液给阀芯不同的推力，阀芯产生幅度不同的运动，进而带动针栓在流通孔产生不同的位移，不同的位移对应不同的氧化剂和燃料的流量。另外，本实施例提供的一体化发生调节器1还包括lvdt线位移传感器16，lvdt线位移传感器16用于对针栓头的线性运动的位移进行测量，敏感端与针栓头相连，测量信号通过传感器电缆与发动机控制器5相连。
57.更具体地，调节器12有三个腔室，其中两个腔室分别用于燃料和氧化剂的输送，第三个腔室为伺服腔，用于针栓运功的伺服控制；其中，氧化剂从外侧进入，燃料从中心进入。
58.另外，本实施例中的一体化发生调节器1还可以采用阿波罗登月计划中lmde发动机的针栓式发生器结构。
59.更具体地，本实施例中的pwm阀13可以利用微处理器的数字输出来对模拟电路进行控制；pwm阀13与发动机控制器5连接，发动机控制器5根据接收到的转速计算并发送指令到pwm阀13，pwm阀13根据指令改变占空比(实质为改变阀的开度)，该占空比可以改变进入
伺服腔内部的伺服液的压力，进而通过阀芯驱动针栓位移。
60.在具体实施例中：燃料主路上依次设置有燃料入口61、燃料泵62、燃料主路孔板63以及燃料主阀64，燃料主阀64用于控制燃料主路的通断；
61.燃料副路与燃料主路公用燃料入口61和燃料泵62，燃料副路还包括燃料副路孔板65以及燃料副阀66，燃料入口61、燃料泵62、燃料副路孔板65以及燃料副阀66依次连接，燃料副阀66用于控制燃料副路的通断。
62.具体地，本实施例中的燃料具有两条流路，主路的燃料依次通过燃料入口61、燃料泵62、燃料主路孔板63以及燃料主阀64进入推力室2中；副路的燃料依次通过燃料入口61、燃料泵62、燃料副路孔板65以及燃料副阀66进入一体化发生调节器1中。
63.更具体地，燃料主路孔板63和燃料副路孔板65均为安装在对应封闭管道中，按照节流装置的原理，测量液体、气体和蒸汽流量的检出元件。标准孔板是一块具有圆形开孔的金属薄板,圆孔壁与孔板前端面成直角,安装时孔板轴心与管道轴线同心。
64.在具体实施例中：氧化剂主路上依次设置有氧化剂入口71、氧化剂泵72、氧化剂主路孔板73以及氧化剂主阀74，氧化剂主阀74用于控制氧化剂主路的通断；
65.氧化剂副路与氧化剂主路公用氧化剂入口71和氧化剂泵72，氧化剂副路还包括氧化剂副路孔板75以及氧化剂副阀76，氧化剂入口71、氧化剂泵72、氧化剂副路孔板75以及氧化剂副阀76依次连接，氧化剂副阀76用于控制燃料副路的通断。
66.具体地，本实施例中的氧化剂具有两条流路，主路的氧化剂依次通过氧化剂入口71、氧化剂泵72、氧化剂主路孔板73以及氧化剂主阀74进入推力室2中；副路的氧化剂依次通过氧化剂入口71、氧化剂泵72、氧化剂副路孔板75以及氧化剂副阀76进入一体化发生调节器1中。
67.更具体地，氧化剂主路孔板73和氧化剂副路孔板75均为安装在对应封闭管道中，按照节流装置的原理，测量液体、气体和蒸汽流量的检出元件。标准孔板是一块具有圆形开孔的金属薄板，圆孔壁与孔板前端面成直角，安装时孔板轴心与管道轴线同心。
68.燃料主阀64、燃料副阀66、氧化剂主阀74和氧化剂副阀76均与发动机控制器5连接；发动机控制器5能够控制燃料主阀64、燃料副阀66、氧化剂主阀74以及氧化剂副阀76的开度。如此，通过发动机控制器5能够控制燃料主路、燃料副路、氧化剂主路以及氧化剂副路的通断，同时也能够精确控制燃料主路、燃料副路、氧化剂主路以及氧化剂副路对应的流量。
69.在具体实施例中：控制系统还包括飞行控制器8，飞行控制器8与发动机控制器5连接。
70.另外，如图1所示，转速测量单元4通过传感器电缆族51与发动机控制器5连接；发动机控制器5通过驱动电缆族52与燃料主阀64、燃料副阀66、氧化剂主阀74以及氧化剂副阀76连接；发动机控制器5通过伺服电缆53与pwm阀13连接；飞行控制器8通过通信电缆54与发动机控制器5连接。
71.在火箭发动机研制阶段，本实施了通过开展大量的地面热试车，获得发动机的稳态调节特性数据，即：
72.para＝fun(x
pin
)
73.上式中，para即是发动机的推力等性能参数或压力、流量等工作参数，x
pin
为针栓
位移。
74.稳态调节特性一般以函数表达式或数据表的形式存在，在发动机控制过程中，将以该调节特性对发动机控制指令进行解算。如表1所示即为发动机的稳态调节特性数据表。
75.在火箭或飞行器飞行过程中，根据不同飞行任务，当需要发动机输出不同的推力值时，飞行控制器通过运算给出推力控制指令，并通过通讯电缆传输给发动机控制器，发动机控制器根据该指令对发动机推力进行控制。
76.表1变推力火箭发动机稳态调节特性试验数据
[0077][0078]
本实施例提供的涡轮泵转速反馈控制系统具有如下有益效果：
[0079]
第一，氧化剂副路和燃料副路采用一体化发生调节器及lvdt线位移传感器、pwm阀等，在推力调节过程中，采用同一个针栓位移来同步实现氧化剂和燃料两种推进剂的同步调节，保证发生器混合比及燃烧温度基本不变；此外，通过喷注面积优化设计，保证在宽工况范围内，尤其是在低工况的低喷注压降及雾化撞击效果均较优；上述喷注面积指的是流通孔在针栓作用下可流通的最小面积。
[0080]
第二，采用宽变比涡轮泵技术，除自身转速及功率调节外，还对氧化剂副路和燃料副路同时调节，确保了燃料泵以及氧化剂泵的优化匹配，确保燃料泵与氧化剂泵同时达到
不同的变工况。
[0081]
第三，采用基于涡轮泵转速闭环控制的高精度、快响应推力闭环控制技术。由于传统意义上的液体火箭发动机均为一次性发射，单次发射中没有变推力需求，且我国常规系列运载器动力及新一代运载器动力成熟度较高，因此对火箭发动机的控制任务主要体现在阀门、火工品的驱动控制上，任务量不大，一般由火箭总体部门的导航制导控制专业直接完成，发动机部门主要进行测试维护等工作。本发明则针对新型可重复使用变推力火箭发动机，首次提出了实时测量反馈、判断及闭环控制及边界限制技术，使得火箭发动机像航空发动机或冲压发动机那样，可以适应飞行任务需求进行实时调节。
[0082]
另外，本实施例首次提出采用涡轮泵转速作为被控量来表征火箭发动机的工作状态，而转速由于惯性效应天然具有很好的稳定性和抗干扰能力，因此可以表征火箭发动机的变工况工作状态；首次提出了火箭的飞行器控制器与发动机控制器独立设计、独立测试、飞行中数据交互的方法，使得火箭发动机在地面试验阶段更加便捷、顺畅，避免了大量的人员交叉和工作重复；采用一体化燃气发生调节器及pmw阀等执行结构，通过阀芯位移一个控制量即可方便的实现氧化剂流量及燃料流量的同步控制，解决了双变量控制的复杂耦合问题，降低了系统复杂程度，提高了系统可靠性。
[0083]
实施例2
[0084]
本实施例提供一种涡轮泵转速反馈控制方法，如图4所示，控制方法包括：
[0085]
s1，通过转速测量单元4实时采集涡轮泵3的转速；
[0086]
s2，发动机控制器5根据转速调节一体化发生调节器1内的占空比；
[0087]
s3，通过占空比调节涡轮泵3的转速；之后再回到s1。
[0088]
如此实现了闭环控制；本实施例通过闭环控制转速的方式，使得火箭发动机像航空发动机或冲压发动机那样，可以适应飞行任务需求进行实时调节，进而实现了高精度以及快响应的目的。
[0089]
更具体地，涡轮泵转速反馈控制方法如图5所示，从图5可以更清楚的看出闭环控制的过程，具体为：发动机控制器5通过运算，解算出当前推力指令下的转速控制指令n
cmd
，并根据转速测量单元4测得的转速进行误差驱动控制。执行机构为一体化发生调节器1，通过pwm阀13占空比的改变实现阀芯位移的改变，进而实现转速的闭环控制。
[0090]
整个发动机的动态过程包含阀芯动态、推进剂充填动态、燃烧动态及涡轮泵转子动态，合起来就是发动机被控对象的动态过程，也即表征了发动机数学模型。指令传输给发动机后，发动机工作，即可输出相应的工作参数，包括涡轮泵的转速。
[0091]
在具体实施例中：通过转速测量单元4实时采集涡轮泵3的转速，具体通过以下公式进行计算：
[0092]
当连续4-6次成立，或连续4-6次成立时，
[0093]
当连续4-6次成立，或
连续4-6次成立时，
[0094]
当连续4-6次成立，或连续4-6次成立时，
[0095]
否则：
[0096]
其中，转速测量单元4包括三个转速传感器，n1、n2以及n3分别为三个转速传感器的所检测的转速；bon
upper
和bon
low
为转速传感器发生故障时，不同转速测量值比值的其对应的上边界和下边界。bon
upper
一般取值为110～115％，bon
low
一般取值为70％～80％
[0097]
更具体地，上述4-6次优选为5次，使用转速值n进行误差求解前，需要对三个转速传感器的数值进行判断与运算，以消除传感器故障引入的不确定性。转速值判断前，需要对传感器测量值进行滤波处理，且判断时，需连续判断5次，连续5次均满足的条件下才选取该转速值；只要一次不满足，即重新开始计次判断。
[0098]
需要说明的是，本实施例中转速测量单元4包括三个转速传感器，不是一个，也不是两个，这里是一种容错控制的判断机制，即如果发生故障时该怎么办的问题；因为一个坏了就没办法了；两个的话，如果坏一个，从控制器来看，只是两个不一致，并不知道是哪个坏了；而如果设置为四个甚至更多的转速传感器，则会导致计算过程复杂。
[0099]
本实施例首次提出了一种采用三个转速传感器进行校准判断，从而有效避免因传感器故障造成的误判等，提高了系统冗余可靠性。
[0100]
本实施例提出的基于涡轮泵转速实时测量与闭环反馈控制的变推力火箭发动机为首创提出，具有极强的创新性。可以解决火箭发动机的宽范围无级变推力调节控制问题，可应用于火箭回收、临近空间亚轨道多用途飞行等。
[0101]
实施例3
[0102]
本实施例提供一种变推力火箭发动机，变推力火箭发动机包括实施例1的涡轮泵转速反馈控制系统。
[0103]
实施例4
[0104]
本实施例提供一种计算机可读存储介质，存储介质存储有计算机程序，计算机程序当被处理器执行时可实现如实施例2的控制方法。
[0105]
因此，本发明还提供一种存储介质，该存储介质可以为计算机可读存储介质，该存储介质存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时使处理器执行上述控制方法方法的任意实施例。
[0106]
所述存储介质可以是u盘、移动硬盘、只读存储器(read-only memory，rom)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的计算机可读存储介质。
[0107]
本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这
些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
[0108]
在本发明所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置或者系统和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的。例如，各个单元或者模块的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式。例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。
[0109]
本发明实施例方法中的步骤可以根据实际需要进行顺序调整、合并和删减。本发明实施例装置中的单元可以根据实际需要进行合并、划分和删减。另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以是两个或两个以上单元集成在一个单元中。
[0110]
该集成的单元或者模块如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分，或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台发动机执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。
[0111]
在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详细描述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
[0112]
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，尚且本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。
[0113]
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。