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公开(公告)号：CN117682073A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311569882.9
申请日：2023-11-23
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC: B64D13/08 , B64D13/06 , B64D13/02 , B64U20/90 , B64U20/92 , B64U20/96 , B64D33/08 , B64D15/04 , F42B15/00 , F42B15/01
Abstract: 本发明涉及一种飞行器舱内温控系统，包括发动机引气口(15)、电控调压阀(6)、涡流管(7)、电磁阀(16)、分流器(17)、温度传感器(19)和温控单元。本发明的飞行器舱内温控系统，无需额外增加发热以及制冷部件，利用涡流管的涡旋温度分离效应，仅需引一处发动机压气机后高压引气即可同时产生分离的冷、热两股气流，工作过程中不单独消耗额外的能量，系统工作效率高，通过温度反馈可实现飞行内各个特定区域温度的自动控制，整套系统结构简单，成本低廉，性能高效，无需维护且安全性较好。
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公开(公告)号：CN115898639A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211431285.5
申请日：2022-11-14
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
Inventor： 安平 , 文革 , 卢杰 , 赵胜 , 任志文 , 万志明 , 肖毅 , 王春利 , 陈尊敬 , 赵政衡 , 万丽颖 , 杨佳壁 , 万俊丹 , 王天绥 , 周俊伟 , 高骏冬 , 屈冬平 , 余聪 , 樊丽
IPC: F02C7/04
Abstract: 本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种具有隐身功能的埋入式进气道，包括前向导流口、侧棱、侧棱斜板、后唇口和后唇口侧板，前向导流口的前端与飞行器表面直接光顺倒圆连接，前向导流口的两侧是侧棱，侧棱向后延伸至与后唇口光顺连接；其中，侧棱和后唇口都低于飞行器表面，侧棱通过侧棱斜板过渡连接飞行器表面，后唇口通过后唇口侧板过渡连接飞行器表面。本发明的侧棱与后唇口均采用非常规的曲率连续光顺设计，两者均位于飞行器横向截面包络内部，模型生成过程简单，且避免产生新的散射源；采用两不同斜板的设计，简化了进口造型设计思路，降低了进气道生产加工难度，能影响侧棱漩涡旋转程度和侧棱漩涡的进入量。
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公开(公告)号：CN115743566A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211283154.7
申请日：2022-10-20
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
Inventor： 屈冬平 , 李玉亮 , 万丽颖 , 任志文 , 卢杰 , 安平 , 万志明 , 王春利 , 陈尊敬 , 赵政衡 , 童佳慧 , 肖毅 , 高骏冬 , 杨佳壁 , 周俊伟 , 王天绥 , 万俊丹 , 朱健平
IPC: B64D33/02
Abstract: 本发明公开了一种双通道的埋入式进气道。包括设置于飞行器机体(7)上的进气通道，进气通道内沿其轴线设置有内通道(1)，进气通道内壁与内通道(1)外壁间形成放泄通道(2)；内通道(1)和放泄通道(2)的进气口与飞行器机体(7)平齐。本发明解决了当前埋入式进气道总压恢复系数较低和出口流场畸变较大的技术问题。
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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
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC: F16K17/196 , F16K11/22 , F15B1/26
Abstract: 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：CN109441659B
公开(公告)日：2021-08-20
申请号：CN201811097666.8
申请日：2018-09-17
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
Inventor： 肖毅 , 卢杰 , 赵胜海 , 杨佳壁 , 万志明 , 任志文 , 戴佳 , 王春利 , 万俊丹 , 周俊伟 , 王天绥 , 高骏冬 , 夏志超 , 万丽颖 , 赵政衡 , 安平 , 陈尊敬 , 彭铮
IPC: F02K1/00
Abstract: 本发明提供一种燃气方向可调的引射喷管结构，包括引射筒(1)、安装架(3)、垂直舵(4)、水平舵(5)、垂直舵转轴(6)、水平舵转轴(7)，所述垂直舵(4)、水平舵(5)通过安装架(3)安装在引射筒(1)表面，垂直舵(4)可绕垂直舵转轴(6)转动，水平舵(5)可绕水平舵转轴(7)转动。本发明结构简单，充分利用了引射喷管和弹体之间有限空间；垂直、水平两组舵面能有效控制导弹的爬升降高和转弯机动；由于舵面位于引射喷管后部，减小了导弹本体的阻力，缩小了导弹外廓尺寸，提高了隐身性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109339948B
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN201811407133.5
申请日：2018-11-23
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC: F02C7/04
Abstract: 本发明提出了一种弹用燃气涡轮发动机进气装置。该装置包括：燃油舱、连接板、进气道、尾舱、连接圆筒和燃气涡轮发动机。其中：燃油舱的后段呈收敛状，进气道呈环状，尾舱的内部具有喇叭状壁面，燃油舱与喇叭状壁面构成进气道的内通道，燃油舱与尾舱蒙皮之间的缺口形成进气道的进口，燃油舱与尾舱之间使用多片连接板固定连接，燃油舱与燃气涡轮发动机之间使用连接圆筒固定连接。本发明提出的弹用燃气涡轮发动机进气装置，其进气口没有突出弹体表面因而具有良好隐身性能，并且便于包装、贮存、运输和发射，环状对称的进气口进气效率较高，而且攻角特性和侧滑角特性也较好。
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公开(公告)号：CN107894010B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN201710831675.4
申请日：2017-09-15
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
Abstract: 本发明属于发动机燃烧室技术，特别是涉及一种层板式超燃冲压发动机燃烧室。本发明层板式超燃冲压发动机燃烧室包括燃烧室(1)、燃烧室进口(5)、燃烧室出口(7)、层板(2)。其中，所述燃烧室进口(5)气流为超声速气流，燃烧室(1)内部设计有若干层板(2)，将燃烧室(1)分为若干小的燃烧室，超声速气流进入燃烧室进口(5)后，在层板(2)的作用下，气流分为多个通道进入燃烧室(1)内部，燃烧后再从燃烧室出口(7)流出。本发明燃油喷射与层板及燃烧室采用一体化集成，整体结构简单，热防护要求低，有效增加了气流在燃烧室停留的时间，且燃油喷射面积大，覆盖区域广，能够充分燃烧，保证燃烧效率。
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公开(公告)号：CN110758752A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201911234389.5
申请日：2019-12-05
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC: B64D33/02
Abstract: 本发明实施例公开了一种旋流进气埋入式进气道及其工作方式，以及飞行器，包括：设置于弹体腹部的埋入式进气道，以及设置于弹体腹部、且位于进气道前端位置的旋流流动控制装置；其中，旋流流动控制装置，用于改变气流流动方向、气流流体结构以及气流能量分布，使得气流进入进气道之前形成能量分布均匀的旋流式气流流体。本发明实施例解决了现有用于减少低能量附面层对进气道性能影响的方式，由于无法完全解决由于低能量附面层在进气道前导流面形成的分离包，而影响埋入式进气道的性能。
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公开(公告)号：CN110758718A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201911234464.8
申请日：2019-12-05
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC: B64C11/44
Abstract: 本发明实施例公开了一种小型飞行器的变距螺旋桨和变距螺旋桨系统，包括：变距螺旋桨、伺服电机、固定杆，以及数量相同的变距杆和连接杆；述变距螺旋桨和伺服电机安装于飞行器发动机轴上，固定杆固定设置于所述伺服电机上，变距杆固定设置于变距螺旋桨的叶片根部，连接杆的一端连接在固定杆的端头上，另一端连接在变距杆的端头上；伺服电机，被配置为沿发动机轴的轴向进行移动时，带动固定杆、连接杆和变距杆移动，使得变距螺旋桨的叶片在所述变距杆的带动下进行转动。本发明实施例解决了当前配装小型高空长航时无人飞行器活塞发动机的定距螺旋桨飞行包线较窄和飞行效率较低的问题，同时改善了目前没有适用于小型飞行器的变距螺旋桨的现状。
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公开(公告)号：CN107956576A
公开(公告)日：2018-04-24
申请号：CN201711097180.X
申请日：2017-11-08
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
Inventor： 周俊伟 , 王天绥 , 艾清 , 卢杰 , 赵胜海 , 王春利 , 任志文 , 戴佳 , 万志明 , 唐仁杰 , 万俊丹 , 杨佳壁 , 陈尊敬 , 夏志超 , 赵政衡 , 万丽颖 , 龙海燕
Abstract: 本发明涉及一种重油活塞发动机的点火装置，包括火花塞(3)、燃气喷管(4)、压差阀(5)、减压阀(6)、燃气储存装置(7)和压差阀控制管(8)，压差阀(5)由阀芯(9)、弹簧(10)和阀体(11)组成，阀芯(9)上还设有通气孔(12)。本发明的点火装置，可大幅提高重油活塞发动机的点火能量，且技术难度小、成本低、对发动机的改动小。
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