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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

[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

[发明专利]液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机-CN202110219212.9有效
发明人：李军;李纯飞;宋金帅;闫旭;李欢;刘磊 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2021-02-26 - 公布日： 2022-05-27 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本发明提供一种液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机，其包括具有回转体结构的内壁；套设在内壁上的过渡段，过渡段开设有流道；过渡段与内壁之间设置有内腔；过渡段与内壁之间设置有连通内腔和燃烧室的流通间隙；套设在过渡段上的外壁，外壁与过渡段之间设置有与流道连通外腔；其中，过渡段上开设有多个与所述内腔内壁相切的切向孔，切向孔连通外腔和内腔。本发明所述的液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机，具有冷却液膜分布均匀及，燃烧室下游冷却效果好的优点。
液体火箭发动机旋流液膜冷却结构

[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

[实用新型]一种姿控动力系统及发动机-CN202121631801.X有效
发明人： 李纯飞;陈航;白鸽格 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2021-07-19 - 公布日： 2022-03-04 - 主分类号： F02K9/44 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种姿控动力系统及发动机。姿控动力系统包括：并列设置的第一贮箱和第二贮箱，与第一贮箱出口连接的第一主管，与第二贮箱出口连接的第二主管，以及分别将第一主管与第二主管连接的第一半环管和第二半环管；所述第一半环管至少外接两台发动机，所述第二半环管至少外接两台发动机。所述第一半环管分别在靠近所述第一主管和所述第二主管的位置设有节流机构，用于对第一半环管进行节流。所述第二半环管分别在靠近所述第一主管和所述第二主管的位置设有节流机构，用于对第二半环管进行节流。本实用新型的姿控动力系统及发动机通过优化节流位置，有效减小因推进剂供应流量变化，进而减小了管路系统流阻变化，同时也减小了发动机推力偏差。
一种动力系统发动机

[实用新型]一种自增压燃气挤压式轨姿控动力系统-CN202120518035.X有效
发明人： 李纯飞;宋金帅;闫旭;李欢;胡文杰;李军 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司;浙江蓝箭航天空间科技有限公司;蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2021-03-11 - 公布日： 2022-01-04 - 主分类号： F02K9/44 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种自增压燃气挤压式轨姿控动力系统，包含高压贮箱、低压贮箱、增加泵和燃气发生器。高压贮箱的出液口通过液路导管与低压贮箱的出液口连接，高压贮箱的进气口通过气路导管与低压贮箱的进气口连接，且低压贮箱用于通过液路导管向高压贮箱输送液体推进剂，高压贮箱用于为发动机供应液体推进剂。气路导管上设有燃气控制阀，通过打开燃气控制阀，高压贮箱内的高压气体随着气路导管进入低压贮箱以使低压贮箱内的液体推进剂受到高压作用快速进入高压贮箱内。本申请的轨姿控动力系统通过设计低压储箱和高压储箱配合供液，可以显著降低对高压储箱的设计要求及尺寸，提高系统工作可靠性。
一种增压燃气挤压式轨姿控动力系统

[实用新型]一种泵挤联合轨姿控动力系统及发动机-CN202120424714.0有效
发明人： 李纯飞;宋金帅;闫旭;李欢;胡文杰;李军 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司;蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2021-02-26 - 公布日： 2022-01-04 - 主分类号： F02K9/50 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种泵挤联合轨姿控动力系统及发动机。一种泵挤联合轨姿控动力系统，包括具有自动增压系统的高压贮箱，与所述高压贮箱独立设置的低压贮箱，为源自所述低压贮箱的推进剂增压的涡轮泵，为涡轮泵提供动力的燃气发生器，以及姿态控制发动机和轨道控制发动机。其中涡轮泵分别与燃气发生器出口和轨道控制发动机入口连通，高压贮箱出口分别与燃气发生器入口和姿态控制发动机入口连通。本实用新型同时采用泵压和挤压组合的方案，且高压贮箱配置了贮能元件及解锁机构，低压贮箱采用自生增压方案，无需设置高压气瓶，即使在动力系统总冲要求较大的情况下，也可以保证动力系统具有较小的结构质量及结构尺寸。
一种联合轨姿控动力系统发动机

[实用新型]液体火箭发动机-CN202120426825.5有效
发明人：李军;李纯飞;宋金帅;闫旭;李欢;刘磊 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司;蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2021-02-26 - 公布日： 2022-01-04 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本实用新型提供一种液体火箭发动机，其喷注器，其包括具有回转体结构的内壁、套设在内壁上的过渡段和套设在过渡段上的外壁；过渡段车出锁底台阶；插入至锁底台阶的燃烧室；其中，过渡段与内壁之间设置有内腔；过渡段与外壁之间设置外腔；过渡段上开设有多个连通外腔和内腔的切向孔；过渡段开设有与外腔连通的流道。本实用新型所述的液体火箭发动机，具有冷却液膜分布均匀，燃烧室下游冷却效果好的优点。
液体火箭发动机

[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]一种轨姿控动力系统的高压贮箱结构-CN202120528587.9有效
发明人：张海峰;李纯飞;张春林 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司;浙江蓝箭航天空间科技有限公司
申请日： 2021-03-15 - 公布日： 2021-11-16 - 主分类号： F02K9/44 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种轨姿控动力系统的高压贮箱结构，包含贮箱本体和挤压结构，挤压结构包含上支撑板，伸缩部件和下支撑板，伸缩部件两端分别与上支撑板和下支撑板彼此靠近的一侧表面连接，沿第一方向伸缩部件可以自由伸缩且两端设有开口内部设有供气体介质流通的通道，上支撑板的侧面与贮箱本体内表面固定连接，下支撑板的侧面与贮箱本体内表面滑动密封连接，应用时，气体介质经贮箱本体的进气口进入所述上容腔，之后进入通道使伸缩部件膨胀以带动下支撑板向远离上支撑板端移动，已实现下支撑板对下容腔的液体推进剂进行挤压，将液体推进剂通过贮箱本体下端的排液口排出，以供给发动机使用。可以保证从高压贮箱进入发动机中液体推进剂的速度。
一种轨姿控动力系统高压结构

[发明专利]姿轨控火箭发动机压力匹配方法及存储介质-CN201911137936.8有效
发明人： 李纯飞;宋金帅 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2019-11-20 - 公布日： 2021-06-01 - 主分类号： F02K9/56 文献下载
摘要：本申请提供了一种姿轨控液体火箭发动机压力匹配方法及存储介质，压力匹配方法包括：选定需要调整的发动机机位，获得计算约束；建立关于所述机位理论最大推力对应的偏差及其对应的节流部件压降值、所述机位理论最小推力对应的偏差及其对应的节流部件压降值的方程组；对建立的方程组进行求解，得到所述机位理论最大推力对应的偏差和所述机位理论最小推力对应的偏差；根据求解得到的两个节流部件压降值，计算得到节流部件的压降；根据计算得到的节流部件的压降设定实际节流部件的压降，以完成姿轨控液体火箭发动机的压力匹配。本申请能够降低因压力匹配基准点选取不合适导致推力单边超差的风险，具有精准度高的特点。
姿轨控火箭发动机压力匹配方法存储介质

[实用新型]一种氧化亚氮基双组元轨姿控动力系统-CN202021855329.3有效
发明人： 李纯飞;李军 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司;蓝箭航天空间科技股份有限公司;蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2020-08-31 - 公布日： 2021-04-16 - 主分类号： F02K9/44 文献下载
摘要：本实用新型提供一种氧化亚氮基双组元轨姿控动力系统，该动力系统包括：增压装置、氧化剂供应装置、燃料供应装置和发动机。其中，增压装置通过增压管道分别连接氧化剂供应装置和燃料供应装置，用于保证氧化剂供应装置和燃料供应装置压力稳定。氧化剂供应装置通过供给管道将氧化剂输送至发动机。燃料供应装置通过供给管道将燃料输送至发动机。氧化剂供应装置包括贮箱和膜片阀，膜片阀设置在贮箱的出口支路管道，用于防止氧化剂供应装置压力过大而破裂。本实用新型提供的氧化亚氮基双组元轨姿控动力系统运行安全、压力稳定、系统压力匹配难度低，且贮箱质量轻，安全性更高。
一种氧化亚氮基双组元轨姿控动力系统

[发明专利]一种加排阀装置及姿轨控动力系统-CN201910826415.7有效
发明人：李欢;胡文杰;王振旺;龙春伟;宋金帅;李纯飞 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2019-09-03 - 公布日： 2020-10-16 - 主分类号： F16K1/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种加排阀装置和姿轨控动力系统。加排阀的阀芯、阀座和堵盖均设置在阀体内部，且介质通道的开闭由阀芯和阀座的配合实现，减少了泄漏通道的数量，从而改善加排阀的性能，并且通过加排阀在阀体中的埋入式设计，优化了其在姿轨控动力系统上的安装结构，提高了姿轨控动力系统的可靠性及效率。
一种加排阀装置姿轨控动力系统

[实用新型]一种用于姿轨控推进系统的液气置换管路及运载火箭-CN201922051881.0有效
发明人：张小平;李纯飞;宋会玲;龙春伟;王振旺 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2019-11-25 - 公布日： 2020-08-11 - 主分类号： F02K9/44 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种用于姿轨控推进系统的液气置换管路及运载火箭。该液气置换管路包括入口管、出口管、以及设置于所述入口管和所述出口管之间的液气置换装置；其中，所述入口管远离所述液气置换装置的一端用于连接储箱，所述出口管远离所述液气置换装置的一端用于连接姿控发动机和/或轨控发动机。本实用新型的液气置换管路及运载火箭通过设置于姿控供应管路上的液气置换装置，使进入姿态控制发动机内的推进剂呈气态，保证运载火箭的姿态控制发动机可靠工作。
一种用于姿轨控推进系统置换管路运载火箭

[实用新型]一种推进剂姿轨控一体化推进系统及运载火箭-CN201922053023.X有效
发明人：张小平;李纯飞;宋会玲;龙春伟;王振旺 -专利权人：陕西蓝箭航天技术有限公司
申请日： 2019-11-25 - 公布日： 2020-08-11 - 主分类号： F02K9/50 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种推进剂姿轨控一体化推进系统及运载火箭。该姿轨控一体化推进系统包括依次通过管路连接设置的增压单元、推进剂贮存单元、推进剂分配单元以及轨道控制发动机和姿态控制发动机。推进剂分配单元包括连接于推进剂贮存单元的主管路、轨控管路和姿控管路，轨控管路远离主管路的一端与轨道控制发动机连接，姿控管路远离主管路的一端与姿态控制发动机连接。其中姿控管路上设有液气置换装置，使经过姿控管路的液态推进剂被气化后供应至姿态控制发动机。本实用新型的姿轨控一体化推进系统及运载火箭通过设置于姿控供应管路上的液气置换装置，使进入姿态控制发动机内的推进剂呈气态，保证运载火箭的姿态控制发动机可靠工作。
一种推进剂姿轨控一体化系统运载火箭

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