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公开(公告)号：CN117300353A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311396878.7
申请日：2023-10-26
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
IPC分类号： B23K26/21
摘要： 本发明提供一种火箭推力室的焊接方法，推力室的扩张段沿纵向包括两段不同材质的第一扩张段和第二扩张段，该方法包括：步骤S1，提供所述第一扩张段和所述第二扩张段，其中所述第一扩张段的厚度大于所述第二扩张段的厚度；步骤S2，将所述第二扩张段的对接口设置成竖直方向的圆柱连接部；步骤S3，将所述第一扩张段的对接口设置成配合所述圆柱连接部的直角凹槽；步骤S4，将所述圆柱连接部放置在所述直角凹槽中形成对接缝，采用激光光束偏向所述第一扩张段外侧的方式对所述对接缝进行焊接，焊接后形成推力室扩张段。该焊接方式能够实现高自动化的焊接工艺且能一次性实现焊接成型。
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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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公开(公告)号：CN111271193A
公开(公告)日：2020-06-12
申请号：CN202010126364.X
申请日：2020-02-28
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
摘要： 本发明提供一种低温液体火箭推进剂管路控制系统及液体火箭发动机，包含：主管路，设置在所述主管路入口端的控制阀，用于存放气体介质的气瓶，设置在所述主管路下游的电磁阀，设置在所述电磁阀下游的第一气体分支管路和第二气体分支管路，在所述控制阀的下游，所述气瓶和所述主管路连通，所述电磁阀一端与所述主管路出口端连接，另一端连通所述第一气体分支管路和第二气体分支管路，所述第一气体分支管路和所述第二气体分支管路均设有用于控制气体导通/开闭的气动阀，且所述第二气体分支管路和/或所述第一气体分支管路的至少之一设有用于调节气体流量的流量调节器。本发明能够减少阀门数量和总装管路，方便控制，使得控制系统更加安全、可靠。
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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：CN117300353B
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202311396878.7
申请日：2023-10-26
申请人： 蓝箭航天空间科技股份有限公司
IPC分类号： B23K26/21
摘要： 本发明提供一种火箭推力室的焊接方法，推力室的扩张段沿纵向包括两段不同材质的第一扩张段和第二扩张段，该方法包括：步骤S1，提供所述第一扩张段和所述第二扩张段，其中所述第一扩张段的厚度大于所述第二扩张段的厚度；步骤S2，将所述第二扩张段的对接口设置成竖直方向的圆柱连接部；步骤S3，将所述第一扩张段的对接口设置成配合所述圆柱连接部的直角凹槽；步骤S4，将所述圆柱连接部放置在所述直角凹槽中形成对接缝，采用激光光束偏向所述第一扩张段外侧的方式对所述对接缝进行焊接，焊接后形成推力室扩张段。该焊接方式能够实现高自动化的焊接工艺且能一次性实现焊接成型。
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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：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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