马兵兵，翟丽婷，孙 璐

（1.北京航天动力研究所，北京100076；2.北京航空航天大学，北京100083）

0 引言

针对飞行器不同飞行状态的要求，动力系统需采用变推力发动机进行推力控制。武器动力系统采用变推力发动机可以提高武器的机动性，加强突防能力，运载火箭如果采用变推力发动机，可以实现最优推力控制，发挥火箭的最佳运载能力[1]。因此，变推力火箭发动机的研究一直是火箭发动机研制领域的热点，并已经取得许多成果，其中最成功的代表是阿波罗登月计划登月舱下降发动机 （Lunar Module Descent Engine－LMDE）。

国内外大多数液体双组元火箭变推力发动机，采用改变固定的喷注单元上游供应系统的压降（即采用推进剂供应系统控制阀）来调节经过固定几何形状喷注器的推进剂流量。美国LMDE发动机采用针阀机械定位喷注器与可变截面的汽蚀文氏管阀，保证在调节范围内进行等混合比的流量控制。20世纪80年代国防科技大学研制出杠杆双调变推力发动机，利用杠杆带动流量调节锥和喷注器的调节针阀实现推力调节。1992年，国内成功研制了混合比和喷注性能同时可控、多次启动、双组元双调节低压流量定位变推力液体火箭发动机[2]。

随着变推力技术研究不断发展，国内某研究所研制了某型变推力发动机，系统采用燃料及氧化剂路的调节阀协调控制推进剂流量，两台调节阀用步进电机驱动，为此研制了基于DSP处理器的随机推力调节控制驱动器。

1 系统结构及功能

随机变推力控制系统主要由随机推力调节控制驱动器、燃料调节阀、氧化剂调节阀、发动机系统及上位机组成，如图1所示。……