一种火箭发动机控制系统及控制方法与流程

1.本发明涉及飞行器领域，具体涉及一种火箭发动机控制系统及控制方法。


背景技术：

2.传统的火箭或者导弹一般沿用的是液压伺服系统、气压伺服系统，这些伺服系统具有优良的动态特性和结构适应性，但是结构复杂、重量大、成本高、实现技术难度较大。近年来，随着电力电子、驱动控制等技术不断发展，电动伺服系统在输出功率、工作性能等方面性能有了明显提高。随着电动伺服系统逐步迈进工业化阶段，电动伺服系统表现出显著优势，使其逐渐成为高可靠性伺服系统的选择方案，广泛应用于航空航天工业领域。采用功率电传动取代液压传动成为一种必然趋势，为令机电伺服机构更加适配于航空航天飞行器，提高机电伺服机构的安全性与可靠性成为目前亟待解决的问题。


技术实现要素：

3.因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的机电伺服机构的安全性与可靠性不足，存在机电伺服机构无法与航空航天飞行器进行良好适配的缺陷，从而提供一种火箭发动机控制系统及控制方法。
4.根据第一方面，本发明实施例提供了一种火箭发动机控制系统，应用于火箭发动机系统，所述火箭发动机控制系统包括第一控制系统、第二控制系统和总控制器，其中，
5.所述第一控制系统和所述第二控制系统分别与所述火箭发动机系统的执行机构连接；
6.所述总控制器分别与所述第一控制系统、所述第二控制系统的控制端连接，以根据所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态切换第一控制系统或第二控制系统对所述执行机构进行控制。
7.可选地，所述第一控制系统和所述第二控制系统均包括：三个功率器件组，其中，
8.各功率器件组通过其各自对应的继电器与所述执行机构连接，通过继电器控制相应功率器件组向执行机构输出功率。
9.可选地，所述第一控制系统和所述第二控制系统均还包括：二次电源、can通信电路、处理器及外围电路。
10.根据第二方面，本发明实施例提供了一种火箭发动机控制方法，应用于第一方面，或者第一方面任意一种可选实施方式中所述的火箭发动机控制系统，所述方法包括：
11.获取第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态；
12.基于所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态，选择其中一个控制系统作为目标控制系统对火箭发动机系统进行控制。
13.可选地，所述基于所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态，选择其中一个控制系统作为目标控制系统对火箭发动机系统进行控制，包括：
14.判断所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态是否均为正常状态；
15.在所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态均为正常状态时，选择其中任意一个控制系统作为目标控制系统对火箭发动机系统进行控制。
16.可选地，所述方法还包括：
17.在所述第一控制系统、所述第二控制系统中有且仅有一个控制系统的当前工作状态为正常时，选择当前工作状态为正常的控制系统作为目标控制系统对所述火箭发动机系统进行控制；
18.在所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态均为不正常状态时，进行故障报警。
19.可选地，所述方法还包括：
20.获取目标控制系统的状态数据；
21.基于所述状态数据判断所述目标控制系统是否存在故障；
22.当所述目标控制系统存在故障时，将所述目标控制系统切换为当前没有参与控制的第一控制系统或第二控制系统。
23.可选地，在将所述目标控制系统切换为当前没有参与控制的第一控制系统或第二控制系统之前，所述方法包括：
24.基于当前存在的故障，判断所述目标控制系统是否需要切断功率输出；
25.当判定所述目标控制系统需要切断功率输出时，将所述目标控制系统切换为当前没有参与控制的第一控制系统或第二控制系统。
26.可选地，所述方法还包括：
27.控制当前未参与控制的第一控制系统或第二控制系统进入热备份状态，以使当所述目标控制系统发生故障时，即时切换至另一控制系统对所述火箭发动机系统进行控制。
28.可选地，所述方法还包括：
29.获取执行机构的动作需求；
30.基于所述动作需求，控制执行机构对所述火箭发动机系统进行操作。
31.本发明技术方案，具有如下优点：
32.本发明提供的火箭发动机控制系统，通过对控制系统进行冗余设计，大幅提升系统的可靠性和安全性，保证机电伺服机构与航空航天飞行器的良好适配，进一步地，还可延长控制系统的使用寿命，降低维修费用。
33.本发明提供的火箭发动机控制方法，通过获取第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态；基于所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态，选择其中一个控制系统作为目标控制系统对火箭发动机系统进行控制。通过对控制系统进行冗余设计，大幅提升系统的可靠性和安全性，保证机电伺服机构与航空航天飞行器的良好适配，进一步地，还可延长控制系统的使用寿命，降低维修费用。
附图说明
34.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术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方式，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。
35.图1为本发明实施例的火箭发动机控制系统的结构示意图；
36.图2为本发明实施例的控制器的结构示意图；
37.图3为本发明实施例的火箭发动机控制系统的控制器外形结构示意图；
38.图4为本发明实施例的火箭发动机控制方法的流程图；
39.图5为本发明实施例的火箭发动机控制系统冗余逻辑示意图；
40.图6为本发明实施例的执行机构有冗余时功率驱动电路示意图；
41.图7为本发明实施例的执行机构无冗余时功率驱动电路示意图。
具体实施方式
42.下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
43.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
44.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，还可以是两个元件内部的连通，可以是无线连接，也可以是有线连接。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。
45.此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
46.从20世纪80年代开始，随着电力电子技术、驱动控制技术等不断深入的研究，电动伺服系统在输出功率、工作性能等方面性能有了明显提高。随着电动伺服系统逐步迈进工业化阶段，多余度电动伺服系统表现出显著优势，成为高可靠性伺服系统的选择方案，并广泛应用于航空航天工业领域。
47.液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。液体火箭发动机工作时(以双组元泵压式液体火箭发动机为例)，推进剂和燃料分别从储箱中被挤出，经由推进剂输送管道进入推力室。推进剂通过推力室头部喷注器混合雾化，形成细小液滴，被燃烧室中的火焰加热气化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成高温高压燃气。燃气经过喷管被加速成超声速气流向后喷出，产生作用在发动机上的推力，推动火箭前进。
48.液体火箭发动机控制器是火箭动力系统的核心设备，可变推力调节控制系统是液体火箭发动机控制器的重要组成部分，其性能好坏直接决定火箭的飞行品质及安全。随着航天技术的不断发展，对可变推力调节控制系统的体积、重量、可靠性提出了更高的要求。
49.本发明实施例提供了一种火箭发动机控制系统，应用于火箭发动机系统，如图1所示，该火箭发动机控制系统包括第一控制系统10、第二控制系统11和总控制器(图中未示出)，其中，
50.所述第一控制系统10和所述第二控制系统11分别与所述火箭发动机系统的执行机构23连接。
51.具体地，在实际应用中，如图2所示，第一控制系统10和第二控制系统11中的控制器22均包括处理器901和存储器902，所述存储器902和所述处理器901之间互相通信连接，其中处理器901和存储器902可以通过总线或者其他方式连接，图2中以通过总线连接为例。
52.处理器901可以为中央处理器(central processing unit，cpu)。处理器901还可以为其他通用处理器、数字信号处理器(digital signal processor，dsp)、专用集成电路(application specific integrated circuit，asic)、现场可编程门阵列(field-programmable gate array，fpga)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等芯片，或者上述各类芯片的组合。
53.存储器902作为一种非暂态计算机可读存储介质，可用于存储非暂态软件程序、非暂态计算机可执行程序以及模块，如本发明实施例中方法所对应的程序指令/模块。处理器901通过运行存储在存储器902中的非暂态软件程序、指令以及模块，从而执行处理器901的各种功能应用以及数据处理，即实现下述方法实施例中的方法。
54.存储器902可以包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需要的应用程序；存储数据区可存储处理器901所创建的数据等。此外，存储器902可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非暂态存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非暂态固态存储器件。在一些实施例中，存储器902可选包括相对于处理器901远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至处理器901。上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。
55.一个或者多个模块存储在存储器902中，当被处理器901执行时，执行下述方法实施例中的方法。
56.具体地，在实际应用中，第一控制系统10、第二控制系统11的控制器22如图3所示，包括接插件开孔槽1、安装耳2、减震垫3、顶盖4、功率控制层5、系统控制层6、底座7和散热槽8，其中，为便于灵活控制，接插件开孔槽1可设置多个。
57.具体地，在实际应用中，为了满足火箭发动机底部极高量级震动环境，将控制器22安装于火箭底部舱体内壁，并在其周围设置减震垫3。进一步地，通过减少控制器22外包络尺寸，增开侧壁的散热槽8，不仅满足火箭发动机减重设计，还将控制器22散热效率提高到90％，大幅提升控制系统使用寿命。通过进行冗余设置，将控制器22单点故障降到最低，极大提高了控制器22可靠性。
58.具体地，在实际应用中，第一控制系统10、第二控制系统11内均设置有控制器22，通过控制器22独立双余度功能，在保证控制效率的同时，还有效减少了机电伺服机构的体积和重量，具有结构简单、便于装配、拆装等优势，并最终实现对飞行器高效控制的目标。
59.所述总控制器分别与所述第一控制系统10、所述第二控制系统11的控制端连接，以根据所述第一控制系统10、第二控制系统11的当前工作状态切换第一控制系统10或第二控制系统11对所述执行机构23进行控制。
60.具体地，在实际应用中，执行机构23内还设置有传感器(图中未示出)，适于将执行机构23的状态数据及时反馈至对其进行控制的第一控制系统10或第二控制系统11。
61.具体地，在一实施例中，如图1所示，所述第一控制系统10和所述第二控制系统11
均包括：三个功率器件组20，其中，
62.各功率器件组20通过其各自对应的继电器21与所述执行机构23连接，通过继电器21控制相应功率器件组20向执行机构23输出功率。
63.具体地，在一实施例中，所述第一控制系统10和所述第二控制系统11均还包括：二次电源(图中未示出)、can通信电路(图中未示出)、处理器901及外围电路(图中未示出)。
64.具体地，在实际应用中，第一控制系统10和第二控制系统11内的控制器22由电源供电部分、电源分配部分、处理器部分、通讯部分、功率控制部门、信号采集部分、故障逻辑检测部分等组成。
65.具体地，在实际应用中，通过将对执行机构23进行控制的第一控制系统10或第二控制系统11确定为主路，另一控制系统确定为备路，通过各组成部分的合理分工，当主路的控制器22检测到某故障，在切断主路功率输出的同时备路的控制器22开始接管控制，主备路切换过程中执行机构23未停止工作，故冗余设计提高了产品的可靠性。
66.上述控制器22具体细节可以对应参阅下述方法实施例中对应的相关描述和效果进行理解，此处不再赘述。
67.上述的火箭发动机控制系统的更进一步描述参见下述火箭发动机控制方法实施例的相关描述，在此不再进行赘述。
68.通过上述各个组成部分的协同合作，本发明实施例提供的火箭发动机控制系统，通过对控制系统进行冗余设计，大幅提升系统的可靠性和安全性，保证机电伺服机构与航空航天飞行器的良好适配，进一步地，还可延长控制系统的使用寿命，降低维修费用。
69.本发明实施例提供了一种火箭发动机控制方法，应用于如上述所述的火箭发动机控制系统，如图4所示，该火箭发动机控制方法具体包括如下步骤：
70.步骤s101：获取第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态。
71.步骤s102：基于所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态，选择其中一个控制系统作为目标控制系统对火箭发动机系统进行控制。
72.通过执行上述步骤，本发明实施例提供的火箭发动机控制方法，通过对控制系统进行冗余设计，大幅提升系统的可靠性和安全性，保证机电伺服机构与航空航天飞行器的良好适配，进一步地，还可延长控制系统的使用寿命，降低维修费用。
73.具体地，在一实施例中，本发明实施例提供的火箭发动机控制方法，具体还包括如下步骤：
74.步骤s103：获取执行机构的动作需求。
75.步骤s104：基于所述动作需求，控制执行机构对所述火箭发动机系统进行操作。
76.具体地，在实际应用中，本发明实施例提供的火箭发动机控制方法具有多通道驱动能力，结合图1-图4所示，主备路均配备6路功率器件，可以控制6台执行机构同时动作。
77.本发明实施例提供的火箭发动机控制方法还具备控制位置锁定功能，在收到“位置锁定”指令时，应启用制动，随后关闭功率输出，维持当前位置，“位置锁定”状态下控制器不执行控制指令；当收到位置闭环控制或力闭环控制指令时，制动器自动打开，同时打开功率输出。
78.本发明实施例提供的火箭发动机控制方法还具备力闭环控制功能，执行机构控制在位置闭环控制到设定位置后转为力闭环控制，通过电机数学模型，将采样得到的电流值
转换为力值，为进一步优化力闭环的精度，使用力传感器对执行机构输出的力进行标定，将标定数据进行拟合，最终应用于力闭环控制算法中，持续输出额定工作力值范围以内的任意力值；如某阀门某时刻需要关闭，并且要求关闭后的密封力为1500n，则控制该阀门的执行机构会收到阀门关闭的指令，首先通过位置闭环控制运动到阀门关闭的位置，然后切换至力闭环，对阀门施加1500n的力，从而保证阀门可靠关闭。
79.本发明实施例提供的火箭发动机控制方法还具备速度环控制功能，在执行机构进行力闭环控制时需控制执行机构输出位移的速度，避免止动或液压力传导造成较大的冲击，输出速率可在额定输出速率范围以内的任意设定；
80.本发明实施例提供的火箭发动机控制方法还具备电压、电流、温度等监测功能，控制器能够实时分别监测出母线电压、二次电压等电压信息和6个通道的功率电流并向发动机控制器上报，监测数据同时作为部分故障模式的判定依据，以及执行机构温度信息，并通过通讯接口上报至发动机控制器的功能。
81.具体地，在一实施例中，上述步骤s102基于所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态，选择其中一个控制系统作为目标控制系统对火箭发动机系统进行控制，具体包括如下步骤：
82.步骤s201：判断所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态是否均为正常状态。
83.步骤s202：在所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态均为正常状态时，选择其中任意一个控制系统作为目标控制系统对火箭发动机系统进行控制。
84.具体地，在一实施例中，本发明实施例提供的火箭发动机控制方法，具体还包括如下步骤：
85.步骤s301：在所述第一控制系统、所述第二控制系统中有且仅有一个控制系统的当前工作状态为正常时，选择当前工作状态为正常的控制系统作为目标控制系统对所述火箭发动机系统进行控制。
86.步骤s302：在所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态均为不正常状态时，进行故障报警。
87.具体地，在实际应用中，本发明实施例可对hall故障、电位器故障、堵转故障、停转故障、处理器故障、ipm功率器件故障和过流故障等故障进行及时确定并预警。
88.具体地，在实际应用中，本发明实施例提供的火箭发动机控制方法具备故障诊断与故障处理功能，能够发现故障、定位故障、隔离故障，进行系统重构并实现故障恢复等过程。故障诊断依赖于电压、电流及温度等模拟量的采集，通过多次试验获得故障判据，当采集的模拟信号值触发故障判据时，首先判断是否需要切断功率输出，如主路处理器故障时，所有控制算法无法继续执行，为降低故障带来的不良后果，需要及时切断主路功率输出开关，保证主路故障被隔离，防止机构误动作，然后打开备路功率输出开关，由备路继续工作，同时上报故障信息。
89.具体地，在一实施例中，本发明实施例提供的火箭发动机控制方法，具体还包括如下步骤：
90.步骤s401：获取目标控制系统的状态数据。
91.步骤s402：基于所述状态数据判断所述目标控制系统是否存在故障。
92.步骤s403：当所述目标控制系统存在故障时，将所述目标控制系统切换为当前没有参与控制的第一控制系统或第二控制系统。
93.具体地，在实际应用中，如图5所示，当发动机控制器判定目标控制系统存在故障时，可切换至当前没有参与控制的另一控制系统进行控制。
94.具体地，在一实施例中，在执行上述步骤s403将所述目标控制系统切换为当前没有参与控制的第一控制系统或第二控制系统之前，具体还包括如下步骤：
95.步骤s501：基于当前存在的故障，判断所述目标控制系统是否需要切断功率输出。
96.步骤s502：当判定所述目标控制系统需要切断功率输出时，将所述目标控制系统切换为当前没有参与控制的第一控制系统或第二控制系统。
97.具体地，在实际应用中，本发明实施例提供的火箭发动机控制方法是基于双功率模块的火箭发动机控制系统，如图5所示，当目标控制系统需要切断功率输出时，可通过电动调节阀将目标控制系统进行切换。进一步地，还可通过切换工作的功率模块，以实现火箭发动机的实时切换，避免切换过程中设备停机的情况发生，大幅提升火箭发动机控制效率。
98.具体地，在一实施例中，本发明实施例提供火箭发动机控制方法具体还包括如下步骤：
99.步骤s601：控制当前未参与控制的第一控制系统或第二控制系统进入热备份状态，以使当所述目标控制系统发生故障时，即时切换至另一控制系统对所述火箭发动机系统进行控制。
100.具体地，在实际应用中，本发明实施例提供的火箭发动机控制方法同时还具备上电自检能力，以先备路、后主路的顺序执行两次自检程序，自检后维持由主路功率输出，正常工作时优先使用主路，备路处于热备份状态。
101.本发明实施例提供的火箭发动机控制方法，通过对控制系统进行冗余设计，大幅降低火箭发动机控制系统的失效风险，保证机电伺服机构与航空航天飞行器的良好适配，进一步地，还可延长控制系统的使用寿命，降低维修费用。
102.下面将结合具体应用示例，对本发明实施例提供的火箭发动机控制方法进行详细的说明。
103.结合图6-图7所示，本发明实施例可根据实际使用情况自行选择被控执行机构是否冗余。在传统方案的基础上，增加了如图7所示总计8个固态继电器，可由控制部分决定其打开或关闭状态。
104.若执行机构有冗余时，如图6所示，主路输出连接主路电机，备路输出连接备路电机，正常运行状态下，一般情况主备路8个继电器全部打开，主备路机构同时工作，若某路发生故障时，则切断故障路输出。
105.若执行机构无冗余时，如图7所示，主备路功率三相输出同时连接电机，正常运行状态下，主路4个继电器打开，备路4个继电器关闭，从而保证功率输出时主备路互不干扰；若主路某通道故障时，则切断主路4个继电器，打开备路4个继电器，使机构继续运行。
106.通过对控制系统进行冗余设计，在大幅减轻整体重量的同时，进一步提高火箭控制系统在可靠性、可维修性、保障性等方面的性能，通过对控制系统进行实时切换，避免切换等待时间，大幅提升控制效率，而且将大大延长使用寿命、降低维修费用。
107.本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通
过计算机程序来指令相关的硬件来完成，实现的程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(read-only memory，rom)、随机存储记忆体(random access memory，ram)、快闪存储器(flash memory)、硬盘(hard disk drive，缩写：hdd)或固态硬盘(solid-state drive，ssd)等；存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。
108.显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

技术特征：
1.一种火箭发动机控制系统，应用于火箭发动机系统，其特征在于，所述火箭发动机控制系统包括第一控制系统、第二控制系统和总控制器，其中，所述第一控制系统和所述第二控制系统分别与所述火箭发动机系统的执行机构连接；所述总控制器分别与所述第一控制系统、所述第二控制系统的控制端连接，以根据所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态切换第一控制系统或第二控制系统对所述执行机构进行控制。2.根据权利要求1所述的火箭发动机控制系统，其特征在于，所述第一控制系统和所述第二控制系统均包括：三个功率器件组，其中，各功率器件组通过其各自对应的继电器与所述执行机构连接，通过继电器控制相应功率器件组向执行机构输出功率。3.根据权利要求1-2任一项所述的火箭发动机控制系统，其特征在于，所述第一控制系统和所述第二控制系统均还包括：二次电源、can通信电路、处理器及外围电路。4.一种火箭发动机控制方法，应用于如权利要求1-3任一项所述的火箭发动机控制系统，其特征在于，所述方法包括：获取第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态；基于所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态，选择其中一个控制系统作为目标控制系统对火箭发动机系统进行控制。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述基于所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态，选择其中一个控制系统作为目标控制系统对火箭发动机系统进行控制，包括：判断所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态是否均为正常状态；在所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态均为正常状态时，选择其中任意一个控制系统作为目标控制系统对火箭发动机系统进行控制。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：在所述第一控制系统、所述第二控制系统中有且仅有一个控制系统的当前工作状态为正常时，选择当前工作状态为正常的控制系统作为目标控制系统对所述火箭发动机系统进行控制；在所述第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态均为不正常状态时，进行故障报警。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：获取目标控制系统的状态数据；基于所述状态数据判断所述目标控制系统是否存在故障；当所述目标控制系统存在故障时，将所述目标控制系统切换为当前没有参与控制的第一控制系统或第二控制系统。8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，在将所述目标控制系统切换为当前没有参与控制的第一控制系统或第二控制系统之前，所述方法包括：基于当前存在的故障，判断所述目标控制系统是否需要切断功率输出；当判定所述目标控制系统需要切断功率输出时，将所述目标控制系统切换为当前没有参与控制的第一控制系统或第二控制系统。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：控制当前未参与控制的第一控制系统或第二控制系统进入热备份状态，以使当所述目标控制系统发生故障时，即时切换至另一控制系统对所述火箭发动机系统进行控制。10.根据权利要求4-9任一项所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：获取执行机构的动作需求；基于所述动作需求，控制执行机构对所述火箭发动机系统进行操作。

技术总结
本发明提供了一种火箭发动机控制系统及控制方法，其中，火箭发动机控制系统包括：第一控制系统、第二控制系统和总控制器，其中，第一控制系统和第二控制系统分别与火箭发动机系统的执行机构连接；总控制器分别与第一控制系统、第二控制系统的控制端连接，以根据第一控制系统、第二控制系统的当前工作状态切换第一控制系统或第二控制系统对执行机构进行控制。通过对控制系统进行冗余设计，大幅提升系统的可靠性和安全性，保证机电伺服机构与航空航天飞行器的良好适配，进一步地，还可延长控制系统的使用寿命，降低维修费用。降低维修费用。降低维修费用。


技术研发人员：朱瑾 彭小波 王锦轩
受保护的技术使用者：北京星际荣耀科技有限责任公司 北京星际荣耀空间科技股份有限公司
技术研发日：2023.03.28
技术公布日：2023/6/12