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。 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。 计算技术、传感器技术、检测算法、人工智能等的不断进步，大大促进了液体火箭发动机控制研究的发展，提出了许多智能控制系统方案。
本文讨论了某型变推力液体火箭发动机数字控制系统的设计和实现。
The design and realization of a variable thrust liquid rocket engine control system is present in this paper.
针对分级燃烧循环液体火箭发动机启动过程的特点，提出了一种变结构控制系统。
A variable structure control system for the start up process of staged combustion cycle liquid rocket engine is presented in this paper.
本文对变推力液体火箭发动机的脉宽采样数字控制系统进行了理论分析和实验研究。
A pulse width sampled-data control system for a variable thrust liquid rocket engine is studied both theoretically and experimentally.
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