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公开(公告)号：CN108087153A
公开(公告)日：2018-05-29
申请号：CN201611048055.5
申请日：2016-11-22
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
CPC分类号： F02K9/972
摘要： 本发明提出了一种带有冷却组合的固冲发动机，其特征在于，包括冷却组合(6)，冷却组合(6)包括引气管(6-1)和冷却盘(6-2)，引气管(6-1)一端通过进气道(2)与燃气发生器(3)空腔连通，另一端连通冷却盘(6-2)，冷却盘(6-2)与固冲发动机喷管(7)的喉部的上游相连通；进入到燃气发生器(3)空腔的部分一次燃气经过引气管(6-1)进入冷却盘(6-2)，进入固冲发动机喷管(7)的喉部的上游；冷却盘(6-2)采用环状结构，一次燃气能够360°呈辐射状喷入固冲发动机喷管(7)的喉部上游，对固冲发动机喷管(7)的喉部进行冷却。
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公开(公告)号：CN105737690A
公开(公告)日：2016-07-06
申请号：CN201610090487.6
申请日：2016-02-18
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC分类号： F42B15/36
CPC分类号： F42B15/36
摘要： 本发明涉及一种飞行器用助推器分离机构，属于飞行器用有效载荷分离技术领域。在助推器分离机构通的锥窝内设置周向导流槽和轴向导流槽；周向导流槽环形分布于锥窝内，轴向导流槽与周向导流槽相对设置。周向导流槽与轴向导流槽的数量为多个。本发明通过在锥窝内设置周向导流槽和轴向导流槽，保证锥头与锥窝相互配合作用时将两者间的气体能够经导流槽引向放气孔，进而快速从放气孔中排出，导流槽的设计可使气体在最短的时间内流向放气孔并排出，有效提高此机械式分离机构的可靠性；通过采用该方法，更加有利于助推器与飞行器的分离过程。
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公开(公告)号：CN114135420B
公开(公告)日：2023-12-19
申请号：CN202111329645.6
申请日：2021-11-10
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
发明人： 孙子杰 , 余文锋 , 袁晓昱 , 周晓华 , 王武 , 刘涛 , 赵胜海 , 任志文 , 邓波 , 马少杰 , 江海涛 , 阙胜才 , 李涛 , 田瑞娟 , 周昌申 , 张艳 , 杨佳明 , 郭祥天 , 王辉 , 赵宇坤 , 龙海燕
摘要： 量调节比。本发明提出了一种固体冲压发动机大流量调节比装置和飞行器，包括：推进剂(1)、分布式光纤(2)、电‑光能变换器(3)、燃气发生器壳体内填充有推进剂(1)，推进剂(1)内内埋有分布式光纤(2)；电‑光能变换器(3)固定于燃气发生器壳体(5)的前封头处；分布式光纤(2)与电‑光能变换器(3)连接，电‑光能变换器(3)与综合控制(5)和综合控制计算机(7)；燃气发生器壳体(5)(56)对比文件胡海波;傅华;李涛;尚海林;文尚刚.压装密实炸药装药非冲击点火反应传播与烈度演化实验研究进展.爆炸与冲击.2020,(01),第4-17页.龚士杰.光纤制导导弹的多脉冲固体火箭发动机.飞航导弹.1991,(第12期),全文.孙娜;吴虎;郑书娥;王起飞.壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算.科学技术与工程.2008,(第11期),全文.
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公开(公告)号：CN107740730B
公开(公告)日：2019-06-28
申请号：CN201710831650.4
申请日：2017-09-15
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC分类号： F02C7/057
摘要： 本发明属于冲压发动机技术，具体涉及一种超音速下颌进气道前堵盖。本发明超音速下颌进气道前堵盖安装于飞行器头部1和进气道唇口(3)上，用于关闭和打开进气道腔(2)，其包括若干第一调节片(5)、滑销(6)、连杆(7)、若干第二调节片(8)和固定销(9)，其中所述第一调节片(5)和第二调节片(8)相互间隔交错设置，固定销(9)和滑销(6)分别设置在第一调节片(5)或第二调节片(8)上，且相邻调节片上的滑销(6)与固定销(9)通过连杆(7)活动连接，且所述滑销(6)设置在飞行器头部(1)的滑槽内，并能够在滑槽(4)中自由滑动。本发明超音速下颌进气道前堵盖不但避免了整体可抛式前堵盖威胁载机平台的问题，同时在研发成本可以降到最低，研发阶段具备可重复使用，同时提高了可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN104454241B
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201410690969.6
申请日：2014-11-27
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC分类号： F02K9/97
摘要： 本发明公开了一种喉径可调的发动机喷管，它包括喷管壳体、塞锥体、喷管收敛段、喷管扩散段、蓄能机构和机械锁紧装置，塞锥体固定于喷管收敛段，喷管扩散段活动的设置在喷管喉部，蓄能机构和机械锁紧装置安装于喷管壳体上，喷管收敛段在发动机工作过程中能够在蓄能机构的作用下沿发动机轴向进行移动，从而实现塞锥体与喷管喉部相对位置的变化，最终实现喷管喉径的一次变换。本发明中的蓄能机构，实现塞锥体与喷管喉部相对位置的变化，能够改变发动机工作时的喉部直径，实现发动机大推力比。
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公开(公告)号：CN104454241A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201410690969.6
申请日：2014-11-27
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC分类号： F02K9/97
摘要： 本发明公开了一种喉径可调的发动机喷管，它包括喷管壳体、塞锥体、喷管收敛段、喷管扩散段、蓄能机构和机械锁紧装置，塞锥体固定于喷管收敛段，喷管扩散段活动的设置在喷管喉部，蓄能机构和机械锁紧装置安装于喷管壳体上，喷管收敛段在发动机工作过程中能够在蓄能机构的作用下沿发动机轴向进行移动，从而实现塞锥体与喷管喉部相对位置的变化，最终实现喷管喉径的一次变换。本发明中的蓄能机构，实现塞锥体与喷管喉部相对位置的变化，能够改变发动机工作时的喉部直径，实现发动机大推力比。
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公开(公告)号：CN113915387A
公开(公告)日：2022-01-11
申请号：CN202111310389.6
申请日：2021-11-05
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC分类号： F16K17/196 , F16K11/22 , F15B1/26
摘要： 本申请提供一种飞行器油箱通气阀，属于燃油系统技术领域。进气阀包括第二密封圈、第二阀芯、第二弹簧和第二阀座，第二弹簧和第二密封圈位于第二阀芯的密封槽中，第二阀芯与壳体通过第二密封圈密封；第一弹簧的预紧力大于第二弹簧的预紧力；第二阀座内含排气孔；壳体的上部设有进气孔，当进气孔处空气压力高于第一弹簧的预紧力时，第一阀芯提升，空气经第一阀芯与壳体的间隙进入排气孔；当进气孔内空气压力高于第二弹簧预紧力时，第二阀芯提升，空气经第二阀芯与壳体的间隙进入排气孔。本申请具备安全阀及负压阀的功能。
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公开(公告)号：CN109488460B
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN201710817566.7
申请日：2017-09-12
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
摘要： 本发明的一种超音速进气道堵盖装置，包括堵盖主体(1)、阻尼件(2)、支撑杆(3)、驱动电机(4)、起爆器(5)、电缆(6)。本发明的装置，具有明确的安装位置，和很好的紧固及减振作用，能方便快捷的安装及拆卸作业，开盖过程对导弹的扰动较小，且受力均匀，爆破后不会产生抛出物，有利于载机安全，结构件较少易于维护。
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公开(公告)号：CN109488460A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201710817566.7
申请日：2017-09-12
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
CPC分类号： F02C7/057 , F02K7/14 , F05D2220/10
摘要： 本发明的一种超音速进气道堵盖装置，包括堵盖主体(1)、阻尼件(2)、支撑杆(3)、驱动电机(4)、起爆器(5)、电缆(6)。本发明的装置，具有明确的安装位置，和很好的紧固及减振作用，能方便快捷的安装及拆卸作业，开盖过程对导弹的扰动较小，且受力均匀，爆破后不会产生抛出物，有利于载机安全，结构件较少易于维护。
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公开(公告)号：CN105952550B
公开(公告)日：2018-06-26
申请号：CN201610384662.2
申请日：2016-06-02
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC分类号： F02K1/11
摘要： 本发明公开了一种滑杆式冲压发动机变模态可调喉道喷管，它包括主动杆、移动副调节杆、滑动杆、滑块、多个收敛调节片和扩张调节片，沿喷管喉道周向设置的多个收敛调节片；沿喷管喉道周向设置的多个扩张调节片，扩张调节片的前端通过一个铰链机构与对应的收敛调节片相连；收敛调节片通过铰链机构连接滑动杆；当调节杆向上游做轴向运到时，借助滑动杆绕滑销转动，带动收敛调节片绕铰链机构转动；扩张调节片包括活动段和固定段，扩张调节片的活动段后端与对应的固定段以相对滑动的方式相接。通过调节杆的轴向运动可以控制喉道的收敛和扩展，实现冲压喷管多模态变换。
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