[拼音]：yeti huojian fadongji kongzhi

[外文]：liquid propellant rocket engine control

液体火箭发动机控制包括对工作程序、工作参数和安全的自动控制。

液体火箭发动机的工作过程分为起动、主级和关机三个阶段。这个过程是按预定程序自动进行的。

（1）起动程序控制：发动机工作一般在起动点火前就已进入程序，如低温发动机在起动前有贮箱增压、吹除、预冷等工作程序。起动指令发出后，为使发动机平稳地起动，从起动过渡到主级工作状态的过程中不出现过大的压力峰，燃烧稳定和满足起动加速性，就必须准确地控制推进剂两种组元进入推力室和燃气发生器的先后次序和时差，对于非自燃推进剂还须控制点火的时间和顺序。为了避免推进剂在燃烧室内积存过多，大推力发动机采取分级起动，即推进剂活门先打开一部分，起动正常后再全部打开。多机并联的发动机采取对称依次起动，避免因起动推力过大引起大的动载荷和振动。

（2）主级程序控制：要求准确地控制主级工作时间。

（3）关机程序控制：发出关机指令后发动机关机，但推力并不立即消失，还存在后效冲量（见冲量）。后效冲量偏差过大会影响飞行器的弹道精度。采取分级关机（先使推力降到较低数值，后再关机）的程序，或对泵压式发动机采取先停止供应涡轮能源后关机的程序，可以减小后效冲量及其偏差，也有助于减小推进剂供应管路中出现的水锤现象。在关闭推进剂供应系统活门时，通常先关氧化剂活门，后关燃料活门，以防止在推力室或燃气发生器中出现富氧燃烧，以致损坏发动机。关机后常有泄出推进剂和吹除发动机残余推进剂等程序，保证发动机不受腐蚀，以利于重复使用。

为了保证飞行器的飞行性能，必须将发动机主要工作参数的偏差控制在允许范围内。液体火箭发动机需要控制的主要工作参数是推力和推进剂的混合比。

（1）推力控制：挤压式液体火箭发动机可以通过调节推进剂贮箱的增压压力进行控制，泵压式液体火箭发动机则通过控制涡 率来实现。对于采用燃气发生器循环的发动机（见动力循环），涡 率是通过调节燃气发生器推进剂流量来控制的。

（2）推进剂混合比控制：小推力发动机和燃气发生器的推进剂混合比可以在供应系统中安装混合比调节器直接控制。大推力发动机一般在供应系统中装有校准孔板或气蚀文氏管，它既可以通过控制推进剂流量来控制混合比以保证发动机的性能，又能保证贮箱内的推进剂同时耗尽（见推进剂利用系统）。

为了防止由于飞行器或发动机工作不正常造成设备损坏或人员伤亡，发动机上常装有备分装置、紧急关机信号装置或自毁装置。

液体火箭发动机的控制元件主要有调节器、活门、校准孔板和气蚀文氏管等。

（1）调节器：自动调节发动机的工作参数，如流量、压力、混合比等，使发动机保持在规定的工作状态下工作。常用的调节器有：燃烧室压力调节器、混合比调节器、变推力节调器和减压器等。

（2）活门：控制液体或气体流路的开启或关闭。飞行器上的自动控制系统按事先编好的程序向活门发送开启或关闭的指令，发动机即按程序自动运行。活门依操纵的动力源不同分为：电爆活门、电动气活门、液动活门、电动活门和气动活门等。一次起动的发动机一般使用电爆活门，多次起动的发动机则多采用气动活门。气动活门的气源由电动气活门控制，液动活门则是由活门直接感受推进剂的压力开启或关闭。直接电动操纵的推进剂活门称为电动活门，多用于多次起动的微型发动机。

（3）校准孔板和气蚀文氏管：它们的孔径尺寸根据发动机组件液流试验数据，必要时根据热试验数据，经调整计算确定。

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