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公开(公告)号：CN113945384A
公开(公告)日：2022-01-18
申请号：CN202111037425.6
申请日：2021-09-06
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
摘要： 本申请提供了一种核心机工作状态下部件实际特性的获取方法及装置，获取方法包括：对核心机中的压气机和高压涡轮开展流量特性试验，得到压气机中间级引气管特性、高压涡轮导叶冷却气流路特性及高压涡轮导叶喉部流量特性；为核心机布置测点，并对测点处的温度或压力进行测量；对核心机某一工作状态下核心机中的压气机、燃烧室和高压涡轮的性能参数进行计算；设置不同的核心机入口总温、入口总压，配合油门杆角度、压气机导叶角度的变化及不同的固定面积喷管，获得核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的实际特性。本申请能够获得核心机工作状态下空气系统冷却气流量，进而得到核心机工作状态下压气机、燃烧室和涡轮实际性能参数。
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公开(公告)号：CN114837852A
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202210349628.7
申请日：2022-04-02
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
摘要： 本发明提供了一种多管发动机同步起动控制方法。该包括以下步骤：根据多管发动机配置形式建立动态仿真模型，确定推力室点火方案、发生器火药起动器开始工作时间T2、氧和甲烷进入推力室的计算时间。进行泵后供应管路及各推力室流阻试验，根据泵后供应管路流阻和推力室流阻选配并安装合适的燃料路节流圈，使泵后供应管路到各推力室的流阻一致。将多管发动机配置完成后进行发动机冷调试验，并根据起动仿真和冷调试验结果初步确定氧主阀打开时间T1和甲烷主阀打开时间T3，依次经过发动机起动前预冷、推力室头腔氮气吹除以及热试车。根据热试车结果，调整、优化氧主阀打开时间T1和甲烷主阀打开时间T3之间的时间差，进而确定多管发动机同步起动控制方法。
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公开(公告)号：CN109538379B
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN201910006049.0
申请日：2019-01-04
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明提供一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置及方法，装置包括：推力室，用于为氧化剂与燃料反应提供场所；点火器，设置在推力室氧化剂供应端，用于触发氧化剂与燃料反应；氧旁路，设置在推力室氧化剂供应端，用于点火器点火启动阶段向推力室供应氧化剂；氧主路，设置在推力室氧化剂供应端，用于推力室正常运转后与氧旁路一起向所述推力室供应氧化剂；燃料旁路，设置在所述推力室燃料供应端，用于点火器点火启动阶段向推力室供应燃料；燃料主路，设置在推力室燃料供应端，用于推力室正常运转后与燃料旁路一起向推力室供应燃料。本发明能够降低推力室起动风险，真实、准确地获得推力室的性能数据，缩短推力室及发动机研制周期。
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公开(公告)号：CN114837852B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202210349628.7
申请日：2022-04-02
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
摘要： 本发明提供了一种多管发动机同步起动控制方法。该包括以下步骤：根据多管发动机配置形式建立动态仿真模型，确定推力室点火方案、发生器火药起动器开始工作时间T2、氧和甲烷进入推力室的计算时间。进行泵后供应管路及各推力室流阻试验，根据泵后供应管路流阻和推力室流阻选配并安装合适的燃料路节流圈，使泵后供应管路到各推力室的流阻一致。将多管发动机配置完成后进行发动机冷调试验，并根据起动仿真和冷调试验结果初步确定氧主阀打开时间T1和甲烷主阀打开时间T3，依次经过发动机起动前预冷、推力室头腔氮气吹除以及热试车。根据热试车结果，调整、优化氧主阀打开时间T1和甲烷主阀打开时间T3之间的时间差，进而确定多管发动机同步起动控制方法。
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公开(公告)号：CN108469207B
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201810102493.8
申请日：2018-02-01
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
摘要： 本发明公开了一种运载火箭的发射方法、发射自控方法以及发射控制系统。该发射方法包括：向待发射火箭发送预令点火指令，从而所述待发射火箭的发动机执行预令点火；获取所述发动机预令点火的工作状态信息，以及根据所述工作状态信息选择发射操作；其中，在所述发动机达到预令状态时，向所述待发射火箭发送主令点火指令。该运载火箭的发射方法可以使火箭起飞过程可控，避免火箭在风险最高的发动机冷启动阶段出现发射故障，从而提高运载火箭的发射成功率。
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公开(公告)号：CN110219751B
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN201910576885.2
申请日：2019-06-28
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 本发明公开了一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统，主要包括推进剂管路、增压气体管路、压力容器、推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器、推力室、燃气发生器和涡轮泵；推进剂管路连接至压力容器的推进剂加注口；增压气体管路连接至压力容器的增压入口；压力容器的出口连接三条支管路，分别为：经推力室点火器连接推力室、经发生器点火器连接燃气发生器、经涡轮泵起动器连接涡轮泵。本发明还公开了上述多次起动系统的起动方法。本发明的多次点火起动系统的控制简单、可靠、系统整体质量小、维护方便，可以实现液体火箭发动机多次起动需要推力室和发生器多次点火，涡轮泵多次起旋。满足火箭减速和着陆控制，实现火箭回收再利用。
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公开(公告)号：CN110219751A
公开(公告)日：2019-09-10
申请号：CN201910576885.2
申请日：2019-06-28
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 本发明公开了一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统，主要包括推进剂管路、增压气体管路、压力容器、推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器、推力室、燃气发生器和涡轮泵；推进剂管路连接至压力容器的推进剂加注口；增压气体管路连接至压力容器的增压入口；压力容器的出口连接三条支管路，分别为：经推力室点火器连接推力室、经发生器点火器连接燃气发生器、经涡轮泵起动器连接涡轮泵。本发明还公开了上述多次起动系统的起动方法。本发明的多次点火起动系统的控制简单、可靠、系统整体质量小、维护方便，可以实现液体火箭发动机多次起动需要推力室和发生器多次点火，涡轮泵多次起旋。满足火箭减速和着陆控制，实现火箭回收再利用。
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公开(公告)号：CN115075954B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202210564569.5
申请日：2022-05-23
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
摘要： 本申请提供了一种提高发动机启动成功率的方法及装置，提高发动机启动成功率的方法包括以下步骤：根据测量转速计算发动机启动加速段的转速上升率；将转速上升率与预设转速限定值进行比较以确定转速信号的失真区间，并利用转速反馈值对失真的转速进行修正；根据修正后的转速和预设的启动加速段的油气比计算得到发动机启动加速段的燃油量，并利用该燃油量控制发动机的启动。本申请能够修正发动机转速失真信号，提高发动机在复杂电磁信号环境下的启动成功率。
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公开(公告)号：CN115075954A
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202210564569.5
申请日：2022-05-23
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
摘要： 本申请提供了一种提高发动机启动成功率的方法及装置，提高发动机启动成功率的方法包括以下步骤：根据测量转速计算发动机启动加速段的转速上升率；将转速上升率与预设转速限定值进行比较以确定转速信号的失真区间，并利用转速反馈值对失真的转速进行修正；根据修正后的转速和预设的启动加速段的油气比计算得到发动机启动加速段的燃油量，并利用该燃油量控制发动机的启动。本申请能够修正发动机转速失真信号，提高发动机在复杂电磁信号环境下的启动成功率。
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公开(公告)号：CN113945384B
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202111037425.6
申请日：2021-09-06
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
摘要： 本申请提供了一种核心机工作状态下部件实际特性的获取方法及装置，获取方法包括：对核心机中的压气机和高压涡轮开展流量特性试验，得到压气机中间级引气管特性、高压涡轮导叶冷却气流路特性及高压涡轮导叶喉部流量特性；为核心机布置测点，并对测点处的温度或压力进行测量；对核心机某一工作状态下核心机中的压气机、燃烧室和高压涡轮的性能参数进行计算；设置不同的核心机入口总温、入口总压，配合油门杆角度、压气机导叶角度的变化及不同的固定面积喷管，获得核心机工作状态下压气机、燃烧室和高压涡轮的实际特性。本申请能够获得核心机工作状态下空气系统冷却气流量，进而得到核心机工作状态下压气机、燃烧室和涡轮实际性能参数。
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