一种电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统及其控制方法

1.本技术涉及固液火箭发动机技术领域，具体而言，涉及一种电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统及其控制方法。


背景技术：

2.随着航天科技的不断发展，大机动、快响应是先进飞行器的一类发展方向，对推进系统提出了可变推、轻量化和快响应等更高的要求。固液火箭发动机将固态推进剂组元与液态推进剂组元分别贮存在燃烧室与贮箱内，可以兼顾固体和液体两种动力系统简单和可控的优点。对推力的调节和开关机的控制可以通过改变液态组元流量来完成，安全性高、可控性好，这是固体火箭发动机无法达到的优势；同时只需要设计和安装一种推进剂组元的管路，与液体火箭发动机相比可以节省一半的管路。因此，固液火箭发动机是当前火箭动力装置的一个重要的研究方向。
3.为了提高固液火箭发动机的性能，实现大范围推力调节，需要对其推进剂输送系统进行优化设计。固液火箭发动机输送系统按工作方式可分为挤压式供应系统和泵压式供应系统。挤压式系统相对结构简单，利用高压气瓶为贮箱提供给定的压力，但其拥有明显的缺点：推进剂的贮箱以及气瓶均包含在高压系统之内，这使得贮箱的厚度增加，导致发动机整体质量的增大，为了避免贮箱质量过高，挤压式系统中燃烧室不能达到高压力，性能会有一定降低。同时挤压式输送系统采用减压器对压力进行调节和控制，调节的精度相对较低，同时实时调节难度较大，在供给氧化剂的过程中，存在较长时间的管路填充过程，因此系统的响应时间也较长。泵压式系统不需要在贮箱内完成氧化剂组元的增压，贮箱压力显著降低，降低了贮箱的质量，也能够提高燃烧室的压力。
4.泵压式常用涡轮泵输送系统，在针对大范围变工况工作需求中，存在低工况区，涡轮效率极低，增压迟滞现象，并且涡轮驱动的增压泵倾向于会在低流量范围内失速的情况，较难完成先进航天器飞行任务。


技术实现要素：

5.本技术实施例的目的在于提供一种电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统及其控制方法，用以解决涡轮泵输送系统，在针对大范围变工况工作需求中，存在低工况区，涡轮效率低，低流量范围内涡轮失速，增压迟滞，较难完成先进航天器飞行任务的技术问题。
6.本技术实施例提供了一种固液火箭发动机输送系统，包括：用于贮存推进剂的贮箱；增压机构，包括离心泵、涡轮及电机，所述离心泵与所述贮箱连通，用于将所述推进剂输增压送至所述发动机的燃烧室，所述涡轮与所述离心泵连接，燃气发生器用于与所述推进剂发生反应产生气体驱动所述涡轮转动以带动所述离心泵转动，所述电机与离心泵传动连接；电机控制器，与所述电机电连接，用于控制所述电机驱动所述离心泵转动。
7.本技术实施例，通过增加电机和控制器，电机辅助涡轮配合驱动离心泵来对贮箱流出的液体进行增压，极大地改善了离心泵及整个发动机系统的响应性能。
8.在一些实施例中，所述燃气发生器与所述离心泵的出口通过第一管路连通，在所述第一管路上设置有第一控制阀；控制装置与所述第一控制阀电连接，其中，所述控制装置被配置为：响应于所述离心泵启动模式指令或者响应于所述离心泵低功率模式指令，控制所述第一控制阀关闭、以及向所述电机控制器发送启动信号，使所述电机控制器控制所述电机通电以驱动所述离心泵转动。
9.在一些实施例中，还包括：电池，与所电机控制器连接；所述控制装置被配制为：响应于所述离心泵高功率模式指令，向所述电机控制器发送发电信号，使所述电机控制器控制所述电机将转动产生的交流电经由所述逆变器转变为直流电存储于电池中。
10.在一些实施例中，还包括：检测装置，用于检测所述电池的电量；所述控制装置被配置为：响应于所述检测装置发送的电池电量不足信号，向所述电机控制器发送发电信号，使所述电机控制器控制所述电机将转动产生的交流电转变为直流电存储于电池中。
11.在一些实施例中，所述离心泵、所述涡轮及所述电机同轴连接。
12.在一些实施例中，所述电机位于所述离心泵和所述涡轮之间。
13.在一些实施例中，所述离心泵位于所述电机和所述涡轮之间。
14.在一些实施例中，所述离心泵的入口与所述贮箱通过第二管路连通，所述第二管路穿过所述电机，或者所述第二管路邻近或接触所述电机的外表面。
15.在一些实施例中，所述离心泵的出口与所述离心泵的燃烧室通过第三管路连通，在所述第三管路上连通有阻尼器。
16.在一些实施例中，所述贮箱包括壳体、设置于所述壳体内的液囊和气垫，所述液囊用于贮储推进剂，所述气垫用于填充气体挤压所述液囊将所述推进剂从所述贮箱的出口排出。
17.本技术实施例还提供一种固液火箭发动机输送系统的控制方法，应用于如上任一实施例所述的固液火箭发动机输送系统，所述控制方法包括：控制装置响应于所述离心泵启动模式指令或者响应于所述离心泵低功率模式指令，控制第一控制阀关闭、以及向所述电机控制器发送启动信号，使所述电机控制器控制所述电机通电以驱动所述离心泵转动；或者，控制装置响应于所述离心泵最优功率模式指令，向所述电机控制器发送关闭信号，使所述电机控制器控制所述电机断电、以及控制第一控制阀开启以使所述燃气发生器与推进剂发生反应产生气体驱动所述涡轮转动以带动所述离心泵转动；或者，控制装置响应于所述离心泵高功率模式指令，当所述涡轮功率小于所述离心泵所需功率时，所述控制装置向所述电机控制器发送补偿信号，所述电机控制器控制所述电机转动以使所述涡轮和所述电机共同驱动所述离心泵达到所需功率，当所述涡轮功率大于所述离心泵所需功率时，所述控制装置向所述电机控制器发送发电信号，使所述电机控制器控制所述电机将转动产生的交流电经由逆变器转变为直流电存储于电池中；或者，控制装置响应于所述离心泵急加速模式指令，控制所述第一控制阀开启最大流量，以及向所述电机控制器发送最大功率运行信号，使所述电机控制器控制所述电机通电，以使所述涡轮和所述电机共同驱动所述离心泵转动；或者，控制装置响应于电池电量不足信号，向所述电机控制器发送发电信号，使所述电机控制器控制所述电机将转动产生的交流电转变为直流电存储于电池中。
附图说明
18.为了更清楚地说明本技术实施例的技术方案，下面将对本技术实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本技术的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。
19.图1为本技术实施例提供的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统结构简图；
20.图2为本技术另一实施例提供的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统结构简图。
具体实施方式
21.下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行描述。
22.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。同时，在本技术的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
23.相关技术中的泵压式常用的涡轮泵系统中，涡轮和泵的耦合设计复杂，需要同时满足流量平衡、功率平衡和压力平衡，调节难度大；同时针对大范围变工况工作需求，在低工况区，涡轮效率极低，存在增压迟滞现象，并且涡轮驱动的增压泵倾向于会在低流量范围内失速的情况，较难完成未来先进航天器的推力可调、按需启停的任务需求。
24.鉴于上述问题的存在，本技术提供一种固液火箭发动机输送系统及其控制方法，可应用于大范围推力调节的火箭发动机，通过电机辅助涡轮增压，提升低工况下响应性能，高工况下涡轮能量回收利用，涡轮控制更简单灵活。
25.图1为本技术实施例提供的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统结构简图；图2为本技术另一实施例提供的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统结构简图。请参照图1和图2，本技术实施例提供一种电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，包括：贮箱10、增压机构20及电机控制器30。
26.贮箱10用于贮存推进剂。贮箱10内贮存有诸如高浓度过氧化氢组元的推进剂，通过控制阀组件可以将推进剂输送至离心泵21和燃气发生器24中，燃气发生器24与推进剂发生化学反应产生气体，气体对涡轮22做功使涡轮转动带动离心泵21旋转，将推进剂增压后输送至发动机的推力燃烧室中。
27.增压机构20包括离心泵21、涡轮22、电机23。离心泵21入口与贮箱10连通，涡轮22与离心泵21传动连接，燃气发生器24与推进剂发生反应产生气体驱动涡轮22转动以带动离心泵21转动，将推进剂增压后输送至发动机70的燃烧室。具体来说，离心泵21出口可以分别与燃气发生器24和发动机70的燃烧室连通，经过离心泵21出口的过氧化氢推进剂大部分通过第三管路60进入发动机的推力燃烧室，少量过氧化氢推进剂通过第一管路25进入燃气发生器24，燃气发生器24将高浓度过氧化氢催化分解产生燃气以此来驱动涡轮22，从而带动离心泵21的叶轮旋转。涡轮22可以为向心式涡轮，根据推进剂流量-压力需求，设计涡轮额定工况，使其最大限度工作在高效率区。
28.电机23与离心泵21传动连接，电机控制器30与电机23电连接，用于控制电机23驱动离心泵21转动，将推进剂增压后输送至发动机70的燃烧室。电机控制器30与电机23可以
通过导线直接连接进行信号传输，也可以通过无线连接的方式进行信号传输。
29.在离心泵21启动时，或者离心泵21低功率模式运行下，可以通过电机控制器控制电机23启动，由电机23直接带动离心泵21转动，将推进剂增压后输送至发动机70的燃烧室。利用电机23的良好瞬态响应性能及扭矩特性提升低工况时发动机的瞬态响应性能，避开了涡轮22的低效率工作区间，延伸了发动机的工况下限。
30.示例的，燃气发生器24与离心泵21的出口通过第一管路25连通，在第一管路25上设置有第一控制阀26，第一控制阀26可以是涡轮流量调节阀，用以调节进入到燃气发生器24中的推进剂流量，从而调节涡轮22驱动离心泵21的功率，第一控制阀26与控制装置电连接，控制装置例如可以是上位机，其中，控制装置被配置为：响应于离心泵21启动模式指令或者响应于离心泵21低功率模式指令，控制第一控制阀26关闭、以及向电机控制器30发送启动信号，使电机控制器30控制电机通电以驱动离心泵21转动。
31.在离心泵21最优功率模式下，即离心泵21达到了一定转速时，可以通过电机控制器控制电机23断电，控制装置控制第一控制阀26开启，此时通过燃气发生器24与推进剂发生反应产生气体驱动涡轮22转动以带动离心泵21转动，从而使涡轮22处于高效工作区域，提升涡轮的工作效率。
32.此外，在离心泵21处于急加速模式下，可以通过涡轮22和电机23配合共同驱动离心泵21转动，实现快速增压，大大降低动态响应时间。
33.本技术实施例的固液火箭发动机输送系统，通过增加电机和电控单元，电机23、涡轮22配合驱动离心泵21对贮箱流出的液体进行增压，极大地改善离心泵及整个发动机系统的响应性能，也提升了涡轮的工作效率，方便涡轮的控制。
34.在一些实施例中，上述贮箱10可以为囊式贮箱，包括壳体、设置于壳体内的液囊和气垫，液囊用于贮存推进剂，气垫用于填充气体挤压液囊将推进剂从贮箱10的出口排出。壳体可以采用圆筒段和椭球封头的设计方案，配有安全阀，用于贮箱超压后紧急泄压，避免过氧化氢压力过高发生爆炸。囊式贮箱可以在高空中避免夹气同时隔离挤压气体与推进剂组元，更安全可靠。
35.具体来说，贮箱10连接有加注泄气阀11，用于推进剂加注时，贮箱内气体的排出。贮箱10连接有液体加注泄出阀51，可以是改型单向阀，用于推进剂的加注和紧急情况下的泄放。贮箱10与离心泵21之间通过第二管路50连通，第二管路50上可以依次安装有贮箱出口气动阀52、过滤器53和泵前气动阀54，其中，贮箱出口气动阀52能够保证运输、贮存过程中推进剂密封。过滤器53安装在离心泵21前，防止杂质进离心泵以及通过后续管路至推力燃烧室，以免发生安全事故。泵前气动阀54避免过氧化氢推进剂长期接触泵的叶轮。
36.在一些实施例中，上述离心泵21、涡轮22及电机23同轴连接。参照图2，一示例中，电机23位于离心泵21和涡轮22之间。电机采用中置的方式，优点在于整体结构更加紧凑。
37.在另一示例中，参照图1，离心泵21位于电机23和涡轮22之间。与上述电机中置的方案不同的是，本实施例的离心泵21采用中置方式，优点一是远离高温涡轮22，没有永磁体退磁风险；二是流过的介质(推进剂)可以对电机23转子和定子起到冷却的作用。
38.具体来说，与离心泵21的入口和贮箱10连通的第二管路50可以穿过电机23，例如可以是采用迂回的方式穿过电机23的外壳，增大推进剂的流通面积，提升冷却效果。或者，第二管路50邻近或接触电机外壳的外表面，同样也可以起到冷却电机的作用。
39.在一些实施例中，固液火箭发动机输送系统还包括：逆变电路电池40，逆变电路电池40与电机控制器30电连接。具体的，电池40通过电机控制器30中的逆变电路电路与电机23电连接。控制装置被配制为：响应于发动机高功率模式指令，向电机控制器30发送发电信号，电机控制器30根据发电信号控制电机23将转动产生的交流电经由逆变电路转变为直流电存储于电池40中。此时，可以理解的，电机23作为发电机通过逆变电路将涡轮能量回收在电池40中。
40.具体来说，在离心泵21处于高功率模式下，此时电机为发电机，将转动产生的交流电经由逆变器转变为直流电存储于电池中。通过将涡轮22与离心泵21实现功率解耦，避免了输送系统耦合震荡，使涡轮的控制更简单灵活，同时提供能量回收机制，当驱动涡轮的燃气偏多导致涡轮功率高于离心泵所需功率时，电机作为发电机将能量存储在电池中，提高系统稳定性和能量利用率。
41.本技术实施例的固液火箭发动机输送系统，电机23为起发电机，既是起动机又是发电机，当涡轮22提供功率不足离心泵21增压所需功率时，由电机23启动辅助补充；当涡轮22提供功率能够足够满足或者高于离心泵所需功率时，电机作为发电机运行将涡轮能量中的一部分转化为电能储存在蓄电池中，从而在需要转速大范围调节(增速/减速)时，能够在实现快速制动的同时有效避免转速失稳。
42.在一些实施例中，固液火箭发动机输送系统还包括检测装置，用于检测电池40的电量；控制装置被配置为：响应于检测装置发送的电池电量不足信号，向电机控制器30发送发电信号，电机控制器30根据接收到的发电信号控制电机将转动产生的交流电经由逆变电路转变为直流电存储于电池中。例如，在发动机小推力巡航模式下，可以由电池对电机供电从而直接驱动离心泵，当电池电量小于10％时，涡轮22高功率介入工作，控制器控制电机转变为发电机，将动能变为电能产生交流电，经逆变器变为直流电反存储于电池，进行再生制动，当电量大于70％时，涡轮22停止工作，由电池对电机供电，电机单独驱动离心泵工作，以到达节能的目的。
43.在一些实施例中，离心泵21出口与发动机70推力燃烧室连通的第三管路60上连通有阻尼器63。阻尼器63作为压力补偿器，利用弹簧阻尼缓冲压力的波动，提高出口压力稳定性，降低输送系统与燃烧室的耦合振荡。
44.进一步的，第三管路60上还安装有位于阻尼器63和离心泵21之间的流量调节阀61和过氧化氢主阀62。流量调节阀61可以为文氏管，用来控制主路过氧化氢流量。过氧化氢主阀62用于控制推进剂进入发动机推力燃烧室。更进一步的，发动机推力燃烧室与阻尼器63之间可通过波纹管64连接，可以对管路装配进行位移补偿，降低管路安装应力。
45.综上所述，本发申请电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统至少具有以下有益效果：
46.1、现有涡轮泵固液火箭发动机系统设计耦合复杂，本技术为电动辅助增压系统，通过电控系统控制电机的工作状态，实现离心泵和涡轮的解耦，即可在电机驱动离心泵、涡轮驱动离心泵、电机和涡轮同时驱动离心泵等多种模式中进行切换。此外，还可以通过能量回收机制优化涡轮增压超速保护，提高系统稳定性和能量利用效率。
47.2、现有涡轮泵固液火箭发动机系统，涡轮在小工况区效率低，能量利用率低，损耗过氧化氢多，在小工况范围内容易发生失速的情况，因此推力调节比不能过高。本技术电动
辅助增压系统在小工况区采用电机带动泵进行增压，延伸了发动机的工况下限，可以提高推力调节能力。
48.3、现有涡轮泵系统启动时需要启动药柱，同时响应慢，导致系统迟滞大。本技术电动辅助增压系统在启动阶段采用电机驱动离心泵，极大地改善泵及整个发动机系统的响应特性，满足未来飞行器快响应的需求。
49.4、在需要转速大范围调节(增速/减速)时，能够在实现快速制动的同时有效避免转速失稳。
50.本技术实施例还提供一种电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统的控制方法，应用于如上任一实施例所述的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，所述控制方法包括：
51.控制装置响应于离心泵启动模式指令或者响应于离心泵低功率模式指令，控制第一控制阀关闭、以及向所述电机控制器发送启动信号，使所述电机控制器控制所述电机通电以驱动所述离心泵转动。
52.发动机工作前，在贮箱10气垫内预先充入高压氮气作为贮箱增压源，打开贮箱出口气动阀52和泵前气动阀54，推进剂组元流出贮箱10，充填下游管路，此时离心泵21还未进行工作。
53.发动机启动状态，涡轮流量调节阀26处于关闭状态，无燃气吹动涡轮24，控制装置向电机控制器30发出控制信号(启动信号)，电机控制器30根据接收到的控制信号，控制电池40供电带动电机23驱动离心泵21工作，电池中储存的电能转化为离心泵21的动能，提高泵后压力同时电机的高响应性使泵叶轮迅速加速，极大地改善泵及整个发动机系统的响应特性，同时在启动阶段能够省去传统涡轮泵系统所需的启动药柱。
54.控制装置响应于离心泵最优功率模式指令，向所述电机控制器发送关闭信号，使所述电机控制器控制电机断电、以及控制第一控制阀开启以使燃气发生器与推进剂发生反应产生气体驱动涡轮转动以带动离心泵转动。离心泵21最优功率工作模式下的转速相比低功率模式下的转速高，此时，电机23不工作，涡轮22直接驱动泵，涡轮处于高效率工作区域。
55.控制装置响应于离心泵高功率模式指令，向所述电机控制器发送发电信号，使所述电机控制器控制电机将转动产生的交流电经由逆变器转变为直流电存储于电池中。
56.当发动机在较大推力巡航时，需要离心泵处于高功率运转，涡轮22和电机23共同配合驱动离心泵21，由电机控制器控制电机23的转速。当涡轮22提供功率小于离心泵21增压所需功率时，电机23辅助补充功率；当涡轮22功率高于离心泵21所需功率时，电机作为发电机将能量存储在电池40中，进行再生制动，实现离心泵21和涡轮22的功率、流量、压力平衡解耦，对涡轮流量调节阀控制精度要求降低，避免转速发散失稳。
57.控制装置响应于所述离心泵急加速模式指令，控制第一控制阀开启最大流量，以及向所述电机控制器发送最大功率运行信号，使所述电机控制器控制电机通电，以使所述涡轮和电机共同驱动所述离心泵转动。
58.急加速模式下，电机23满功率工作，涡轮流量调节阀26处于大流量状态，涡轮22和电机23共同配合驱动泵，实现快速增转速、增压，大大降低动态响应时间，最终泵转速由控制器确定。
59.控制装置响应于电池电量不足信号，向所述电机控制器发送发电信号，使所述电机控制器控制电机将转动产生的交流电转变为直流电存储于电池中。
60.例如发动机在小推力巡航模式下，由电机23直接驱动离心泵21，当电源电量小于10％时，涡轮高功率介入工作，控制器发出控制信号起动发电机，将动能变为电能产生三相交流电，经逆变器变为直流电反馈回力电池，进行再生制动，当电量大于70％时，涡轮停止工作，由电机单独驱动泵。
61.在快速减速模式，电机23处于发电机状态，回收涡轮22功率。
62.在本技术所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，也可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本技术的多个实施例的装置、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现方式中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
63.另外，在本技术各个实施例中的各功能模块可以集成在一起形成一个独立的部分，也可以是各个模块单独存在，也可以两个或两个以上模块集成形成一个独立的部分。
64.所述功能如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本技术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计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本技术各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：u盘、移动硬盘、只读存储器(rom，read-only memory)、随机存取存储器(ram，random access memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
65.以上所述仅为本技术的实施例而已，并不用于限制本技术的保护范围，对于本领域的技术人员来说，本技术可以有各种更改和变化。凡在本技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本技术的保护范围之内。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
66.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术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技术揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利范围为准。
67.需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

技术特征：
1.一种电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，其特征在于，包括：用于贮存推进剂的贮箱；增压机构，包括离心泵、涡轮及电机，所述离心泵与所述贮箱连通，用于将所述推进剂增压输送至所述发动机的燃烧室，所述涡轮与所述离心泵连接，所述电机与离心泵连接；燃气发生器，所述燃气发生器用于与所述推进剂发生反应产生气体驱动所述涡轮转动以带动所述离心泵转动；电机控制器，与所述电机电连接，用于控制所述电机驱动所述离心泵转动。2.根据权利要求1所述的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，其特征在于，所述燃气发生器进口与所述离心泵的出口通过第一管路连通，在所述第一管路上设置有第一控制阀，所述第一控制阀与控制装置电连接；所述控制装置被配置为：响应于所述离心泵启动模式指令或者响应于所述离心泵低功率模式指令，控制所述第一控制阀关闭、以及向所述电机控制器发送启动信号，使所述电机控制器控制所述电机通电以驱动所述离心泵转动。3.根据权利要求2所述的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，其特征在于，还包括：电池，与所述电机控制器电连接；所述控制装置被配制为：响应于所述离心泵高功率模式指令，向所述电机控制器发送发电信号，使所述电机控制器控制所述电机将转动产生的交流电转变为直流电存储于电池中。4.根据权利要求3所述的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，其特征在于，还包括：检测装置，用于检测所述电池的电量；所述控制装置被配置为：响应于所述检测装置发送的电池电量不足信号，向所述电机控制器发送发电信号，使所述电机控制器控制所述电机将转动产生的交流电转变为直流电存储于电池中。5.根据权利要求1-4中任一项所述的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，其特征在于，所述离心泵、所述涡轮及所述电机同轴连接。6.根据权利要求5所述的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，其特征在于，所述电机位于所述离心泵和所述涡轮之间。7.根据权利要求5所述的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，其特征在于，所述离心泵位于所述电机和所述涡轮之间。8.根据权利要求7所述的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，其特征在于，所述离心泵的入口与所述贮箱通过第二管路连通，所述第二管路穿过所述电机，或者所述第二管路邻近或接触所述电机的外表面。9.根据权利要求8所述的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，其特征在于，所述离心泵的出口与所述离心泵的燃烧室通过第三管路连通，在所述第三管路上连通有阻尼器。10.根据权利要求1所述的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，其特征在于，
所述贮箱包括壳体、设置于所述壳体内的液囊和气垫，所述液囊用于贮储推进剂，所述气垫用于填充气体挤压所述液囊将所述推进剂从所述贮箱的出口排出。11.一种电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统的控制方法，其特征在于，应用于如权利要求1-10中任一项所述的电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统，所述控制方法包括：控制装置响应于所述离心泵启动模式指令或者响应于所述离心泵低功率模式指令，控制第一控制阀关闭、以及向所述电机控制器发送启动信号，使所述电机控制器控制所述电机通电以驱动所述离心泵转动；或者控制装置响应于所述离心泵最优功率模式指令，向所述电机控制器发送关闭信号，使所述电机控制器控制所述电机断电，以及控制第一控制阀开启以使所述燃气发生器与推进剂发生反应产生气体驱动所述涡轮转动以带动所述离心泵转动；或者控制装置响应于所述离心泵高功率模式指令，当所述涡轮功率小于所述离心泵所需功率时，所述控制装置向所述电机控制器发送补偿信号，所述电机控制器控制所述电机转动以使所述涡轮和所述电机共同驱动所述离心泵达到所需功率，当所述涡轮功率大于所述离心泵所需功率时，所述控制装置向所述电机控制器发送发电信号，使所述电机控制器控制所述电机将转动产生的交流电转变为直流电存储于电池中；或者控制装置响应于所述离心泵急加速模式指令，控制所述第一控制阀开启最大流量，以及向所述电机控制器发送最大功率运行信号，使所述电机控制器控制所述电机通电并以最大功率运行，以使所述涡轮和所述电机共同驱动所述离心泵转动；或者控制装置响应于电池电量不足信号，向所述电机控制器发送发电信号，使所述电机控制器控制所述电机将转动产生的交流电转变为直流电存储于电池中。

技术总结
本申请实施例提供一种电涡轮增压的固液火箭发动机输送系统及其控制方法。输送系统包括：用于贮存推进剂的贮箱；增压机构，包括离心泵、涡轮、电机，离心泵入口与贮箱连通，离心泵出口与燃气发生器和发动机的燃烧室连通，涡轮与离心泵连接，电机与离心泵连接；电机控制器，与电机电连接，用于控制电机驱动所述离心泵转动。通过电机辅助涡轮实现低工况下快速响应，高工况下能量回收，且能避免输送系统耦合震荡，使涡轮的控制更简单灵活。使涡轮的控制更简单灵活。使涡轮的控制更简单灵活。


技术研发人员：朱浩 李心瞳 张源俊 王江宁 王锦成 蔡国飙
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2023.03.22
技术公布日：2023/6/26