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[发明专利]辅助动力系统地面试车考核方案生成方法及生成系统-CN202310717725.1在审
发明人：陈航;李纯飞;张春本;易秀宇 -专利权人：蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2023-06-16 - 公布日： 2023-10-03 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请提供了一种辅助动力系统地面试车考核方案生成方法及生成系统，生成方法包括：编制辅助动力系统中姿控喷管组合模式；根据姿控喷管组合模式和姿控喷管脉冲模式程序单元生成姿控喷管脉冲考核特征矩阵；根据姿态控制动作重叠、衔接及稳态工作模式编制特殊模式程序单元，采用正态分布的随机数对特殊模式程序单元的编号进行赋值，根据赋值的编号将特殊模式程序单元插入到姿控喷管脉冲考核特征矩阵中，生成新考核特征矩阵；根据新考核特征矩阵对各姿控喷管的工作次数进行计算，并根据计算结果生成辅助动力系统地面试车考核方案或调整姿控喷管脉冲考核特征矩阵。本申请能够快速获得覆盖面更完整的辅助动力考核方案，提前释放火箭飞行过程中的风险。
辅助动力系统地面试车考核方案生成方法

[发明专利]提高发动机启动成功率的方法及装置-CN202210564569.5有效
发明人：陈航;张春本;韦华;李晨;刘磊;张小平;王菊金 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2022-05-23 - 公布日： 2023-03-28 - 主分类号： F02C7/26 文献下载
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。
提高发动机启动成功率方法装置

[发明专利]一种液氧甲烷多管发动机同步起动控制方法-CN202210349628.7有效
发明人：李晨;张春本;白鸽格;陈航;韦华;王菊金;张小平 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2022-04-02 - 公布日： 2023-03-24 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
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。
一种液氧甲烷发动机同步起动控制方法

[实用新型]一种火箭姿控发动机加热装置-CN202221901165.2有效
发明人：李纯飞;易秀宇;陈航;陈世哲;张春本;李萍;赵其航;王更林 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2022-07-22 - 公布日： 2023-01-13 - 主分类号： F02K9/60 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种火箭姿控发动机加热装置，包括与地面电源依次连接的温控仪、地面电缆、温控汇总电缆、以及分别与所述温控汇总电缆输出端连接的多路加热回路；其中，各所述加热回路包括推力室加热回路、贮箱加热回路和管路加热回路；所述温控仪根据控温要求分别对各所述推力室加热回路、所述贮箱加热回路和所述管路加热回路进行加热控制，并根据回路工作电流对回路工作状态进行故障监测。
一种火箭发动机加热装置

[实用新型]一种用于火箭发动机的阀门控制系统、发动机及探空火箭-CN202221224204.X有效
发明人：谢坤;戈鑫;曾诚;张春本;陈涛;常克宇 -专利权人：浙江蓝箭航天空间科技有限公司
申请日： 2022-05-19 - 公布日： 2022-10-28 - 主分类号： F02K9/58 文献下载
摘要：本实用新型提供一种用于火箭发动机的阀门控制系统、发动机及探空火箭。阀门控制系统包括：控制阀门组、甲烷主阀和氧主阀；其中，所述控制阀门组包括第一阀门、第二阀门和第三阀门。所述第一阀门通过第一控制路导管与所述甲烷主阀连接，以控制所述甲烷主阀的开启；所述第二阀门通过第二控制路导管与所述氧主阀连接，以控制所述氧主阀开启；所述第三阀门通过第三控制路导管与所述甲烷主阀和所述氧主阀连接。所述第三控制路导管包括并联的第一并联支路和第二并联支路，用于分别连接所述甲烷主阀和所述氧主阀，以同时控制所述甲烷主阀和氧主阀关闭。该阀门控制系统可以使氧主阀和甲烷主阀分时打开及同时关闭，提高了阀门控制系统的可靠性。
一种用于火箭发动机阀门控制系统发动机探空火箭

[实用新型]一种多喷管液氧甲烷发动机系统-CN202220760963.1有效
发明人：李晨;张春本;白鸽格;陈航;韦华;王菊金;张小平 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2022-04-02 - 公布日： 2022-10-04 - 主分类号： F02K9/48 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种多喷管液氧甲烷发动机系统，至少包括氧泵、甲烷泵、与所述氧泵和所述甲烷泵连通的涡轮、以及分别与所述氧泵和所述甲烷泵连通的多个推力室。所述涡轮一端通过燃气发生管路分别与所述氧泵和所述甲烷泵连通，所述燃气发生管路设有燃气发生器，用于将甲烷和氧转化为高温高压燃气，并通过所述燃气发生管路输送至所述涡轮。所述涡轮另一端通过管路分别与所述氧泵和所述甲烷泵连通，用于为所述氧泵和所述甲烷泵增压，使氧和甲烷被供应到各推力室，保证各推力室完成同步起动。
一种喷管液氧甲烷发动机系统

[发明专利]核心机工作状态下部件实际特性的获取方法及装置-CN202111037425.6有效
发明人：陈航;张春本;刘磊;李晨;韦华;白鸽格 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2021-09-06 - 公布日： 2022-07-22 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
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。
核心机工状态部件实际特性获取方法装置

[发明专利]涡轮进口温度的计算精度提高方法、系统及存储介质-CN202210003680.7在审
发明人：陈航;张春本;刘磊;李晨;韦华;白鸽格;李纯飞 -专利权人：蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2022-01-05 - 公布日： 2022-05-20 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本申请提供了一种涡轮进口温度的计算精度提高方法、系统及存储介质，涡轮进口温度的计算精度提高方法包括：基于热平衡法建立影响因素与核心机涡轮进口温度的理论计算公式；基于理论计算公式对影响因素中的各参量分别进行敏感度计算，并根据计算结果确定影响涡轮进口温度计算的主要因素；根据理论计算公式和主要因素，采用最小二乘法模型训练核心机试车数据样本点，获得涡轮进口温度的多元线性回归模型；根据多元线性归回模型得到主要因素的归一化排序结果，并根据排序结果对获取主要因素的核心机测量设备和测量方式进行改进。本申请能够明确地指导核心机测试方案改进方向，获得试车中准确度较高的涡轮进口温度数值。
涡轮进口温度计算精度提高方法系统存储介质

[发明专利]核心机试验验证方法及装置-CN202110941619.2在审
发明人：陈航;张春本;刘磊;李晨;韦华;李纯飞 -专利权人：蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2021-08-17 - 公布日： 2021-12-28 - 主分类号： G01M15/04 文献下载
摘要：本申请提供了一种核心机试验验证方法及装置，核心机试验验证方法包括：对核心机进行大气进气试验；以气源站的出口压力为横坐标，核心机试车台电加温器的出口温度为纵坐标建立直角坐标系，并在所述直角坐标系中绘制核心机试车台的能力包线；在直角坐标系中绘制核心机的整机节流线，并在所述整机节流线上确定核心机喷管出口临界点及其对应的核心机进口条件；确定核心机最大状态点及其对应的进口条件，并在整机节流线上标注所述最大状态点；判断核心机最大状态点与核心机试车台的能力包线的相对位置关系，并根据该相对位置关系对核心机进行分步试验验证。本申请能够降低对核心机试车台的能力需求，减少能源消耗，缩短核心机试验和验证周期。
核心试验验证方法装置

[实用新型]低温液体火箭推进剂管路控制结构及液体火箭发动机-CN202020222350.3有效
发明人： 张春本;韦华;李晨;张小平;王菊金;白鸽格 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-02-28 - 公布日： 2020-11-03 - 主分类号： F02K9/58 文献下载
摘要：本实用新型提供一种低温液体火箭推进剂管路控制结构及液体火箭发动机，包含用于气体介质流通的主管路，所述主管路上游连接进气端，设置在所述主管路下游且用于控制气体介质向分支管路流通的电磁阀，以及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，所述电磁阀一端与所述主管路连接，另一端与所述第一气体分支管路和所述第二气体分支管路连通，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。本实用新型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。
低温液体火箭推进管路控制结构火箭发动机

[发明专利]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-CN202010126364.X在审
发明人： 张春本;韦华;李晨;张小平;王菊金;白鸽格 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-02-28 - 公布日： 2020-06-12 - 主分类号： F02K9/56 文献下载
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。
一种低温液体火箭推进管路控制系统火箭发动机

[实用新型]一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统-CN201920996929.2有效
发明人：韩建业;袁宇;韦华;张春本 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2019-06-28 - 公布日： 2020-05-12 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本实用新型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。本实用新型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。
一种可回收液体火箭发动机多次起动系统

[发明专利]用于低温液体火箭发动机的吹除系统和吹除转接件-CN201811230173.7有效
发明人： 张春本;王菊金;张小平;李晨 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2018-10-22 - 公布日： 2020-02-18 - 主分类号： F02K9/60 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于低温液体火箭发动机的吹除系统和吹除转接件。吹除转接件包括第一主管路、分别设于所述第一主管路的不同位置的第一自锁电磁阀和第三自锁电磁阀、通过三通管分别连接所述第一自锁电磁阀的进气口和所述第三自锁电磁阀的出气口的气体存储装置以及连接所述第一主管路的吹除管路。本发明的吹除转接件，通过在存储装置的上游和下游设置自锁电磁阀，可以减少自锁电磁阀的通电时间，从而降低电量耗损，提高吹除转接件的工作可靠性。
用于低温液体火箭发动机系统转接

[发明专利]运载火箭的发射方法、发射自控方法及发射控制系统-CN201810102493.8有效
发明人：徐国光;康永来;戴政;张瑞;邱靖宇;陈志愿;钟友武;张春本 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2018-02-01 - 公布日： 2020-02-07 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
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。
发射运载火箭火箭发动机发射控制系统工作状态信息点火指令自控点火发送起飞过程冷启动状态时可控主令成功率

[实用新型]大推力液体火箭发动机推力室试验装置-CN201920015394.6有效
发明人： 张春本;张昉;王菊金;李晨;袁宇;常克宇;张小平;葛明和 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2019-01-04 - 公布日： 2019-10-08 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本实用新型提供一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置，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，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。本实用新型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。
推力室点火器液体火箭发动机本实用新型供应氧化剂燃料供应端氧化剂供应氧化剂点火启动供应燃料燃料反应燃料旁路试验装置大推力旁路主路发动机研制性能数据起动触发燃料

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