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公开(公告)号：CN117507703A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311569896.0
申请日：2023-11-23
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
摘要： 本发明涉及一种跨介质组合发动机，其特征在于，由水冲压系统、固体火箭系统和连续旋转爆震冲压系统通过机械方式组合而成。本发明的跨介质组合发动机，其对水冲压发动机、固体火箭发动机和连续旋转爆震冲压发动机进行了有机耦合，水冲压系统与固体火箭系统进行串联，而连续旋转爆震冲压系统并联在水冲压系统外侧，实现了组合发动机水下水冲压系统快速潜航，固体火箭系统出水加速，空中连续旋转爆震冲压系统高速飞行的动力需求，为水‑空跨介质飞行器匹配了一种高效的动力系统。
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公开(公告)号：CN110778420B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN201911137927.9
申请日：2019-11-19
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
发明人： 余文锋 , 孙子杰 , 江海涛 , 赵胜海 , 孙伟星 , 孟卫兵 , 袁晓昱 , 张林 , 邓波 , 马少杰 , 王利林 , 景晓磊 , 阙胜才 , 郭祥天 , 李涛 , 龙海燕 , 刘红皊
摘要： 本发明属于固体火箭发动机技术领域，涉及一种电磁机械保险式固体火箭发动机点火器；本发明将一套电磁机械保险置于点火器中发火管与点火药盒之间的燃气传火通道中，通过电信号控制电磁机械保险来控制燃气传火通道的打开和关闭，不但实现了点火器安全控制点火控制，保证了发火系统一旦误发火时，也不致引起整个点火装置点火，大大提高了安全系数，降低安全事故的可能性，而且进一步实现了机械保险装置的电气化控制，更加的安全便捷。
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公开(公告)号：CN109404164A
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201811078933.7
申请日：2018-09-17
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC分类号： F02K9/24
摘要： 本发明提供一种固体火箭发动机燃烧性能提高的装药结构，装药时在药柱内埋入金属圈(2)，药柱表面的装药(3)被点燃后，金属圈(2)被加热，金属圈(2)与燃烧部位的临界面温度达到装药(3)的燃烧温度时，紧贴该处的装药(3)立刻点燃，形成了以金属圈(2)为轴心的锥孔，大大增加了燃烧面积，从而大大地提高了发动机的推力，金属圈(2)暴露在火焰中的部分，不断为火焰所加热，当温度达到金属圈的熔点时，金属圈(2)被融化掉。有效降低了装药浇注时的工艺难度，可以根据不同的性能要求，埋入不同材料的金属圈，以达到所需的性能指标要求。
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公开(公告)号：CN108087151A
公开(公告)日：2018-05-29
申请号：CN201611044706.3
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
摘要： 本发明提供了一种电动锥阀式固冲发动机燃气流量调节装置，其特征在于，包括锥阀阀头(3)、阀杆(5)、驱动电机(6)、联轴器(7)、传动轴(8)、限位轴承(9)和偏心轮(10)，锥阀阀头(3)包括前端锥头(3-1)和传动直杆(3-2)，偏心轮(10)套装在传动轴(8)上；前端锥头(3-1)正对燃气发生器喷管喉部，传动直杆(3-2)与偏心轮(10)环面相接触；驱动电机(6)的驱动轴通过联轴器(7)带动传动轴(8)转动，限位轴承(9)支撑传动轴(8)的另一端，偏心轮(10)在传动轴(8)带动下转动；阀杆(5)与前端锥头(3-1)相配合，用于为传动直杆(3-2)进行导向，使锥阀阀头(3)在偏心轮(10)作用下前后移动。
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公开(公告)号：CN105736182A
公开(公告)日：2016-07-06
申请号：CN201610090459.4
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
摘要： 本发明公开一种反质子火箭发动机，包括发动机壳体，发动机壳体前端安装有反质子发生器，尾部设有喷管组件，中间段包括反质子引出管路、湮灭装置、热量转换室和储气箱。储气箱固定安装在发动机壳体的内壁面，储气箱一侧外壁设有湮灭装置，湮灭装置一端通过反质子引出管路与反质子发生器相连接，另一端与热量转换室相连接，发动机壳体与喷管组件套接。本发明公开的一种反质子火箭发动机，具有比冲高、寿命长、速度快、无污染、效率高等优点，用于深空探测器的姿态控制可显著增加有效载荷质量。
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公开(公告)号：CN104454236B
公开(公告)日：2016-06-15
申请号：CN201410674927.3
申请日：2014-11-24
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
摘要： 本发明涉及固体火箭发动机领域，涉及一种固体发动机变推力调节装置。发动机的燃烧室内包括耐烧蚀部件和烧蚀部件，耐烧蚀部件的形状为带四圆角正方形，四圆角上布置有四个圆柱，圆柱尺寸与发动机后封头的喷管匹配，正方形的中央开有圆孔，烧蚀部件的形状为十字形，十字形的中央开有圆孔，耐烧蚀部件和烧蚀部件均位于燃烧室的尾部，烧蚀部件支撑耐烧蚀部件，使之与发动机后封头的四个喷管隔离。耐烧蚀部件的四圆角正方形的圆角边上设有定位导向块，燃烧室内设有与定位导向块匹配的导向槽，使得耐烧蚀部件的四个圆柱可以准确地滑入后封头的四个喷管内。本发明结构简单，安全可靠，占用空间小，节约成本，实现发动机大推力比。
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公开(公告)号：CN104454237A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201410674929.2
申请日：2014-11-24
申请人： 江西洪都航空工业集团有限责任公司
摘要： 本发明涉及固体火箭推进技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机推力拖尾后效抑制时间控制装置。在固体火箭燃烧室内壁设置若干假残药条。假残药条为EPDM橡胶或B703-4或5-Ⅲ材料。本发明的有益效果在于：可有效缩短固体火箭发动机推力拖尾段时间，起到抑制发动机推力拖尾段的效果，更加有利于发动机与弹体级的间分离过程。
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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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