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公开(公告)号：CN114109616B
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202111310420.6
申请日：2021-11-05
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
Inventor： 高骏冬 , 肖毅 , 安平 , 文革 , 卢杰 , 赵胜海 , 任志文 , 万志明 , 万丽颖 , 杨佳壁 , 王春利 , 万俊丹 , 周俊伟 , 赵政衡 , 王天绥 , 陈尊敬 , 朱亚萍
Abstract: 本申请提供一种发动机高空起动供油调节方法、装置和系统，属于航空技术领域。本申请根据供油装置最小供油流量和发动机燃烧油气比确定发动机起动时所需进气流量。根据确定的进气流量，从预设对应关系中确定不同高度下发动机起动物理转速。当发动机转速达到当前飞行器高度对应的物理转速时，开始供油点火以起动发动机。本申请可以满足无人飞行器用涡轮发动机大高度范围内可靠点火需求。对于采用机械液压燃油调节系统的发动机，该方法无需对燃油调节系统的机械结构更改，即可有效提高发动机的起动高度，克服初始供油流量不可调对高空起动的不利影响。本申请只需引入高度信号控制，简单有效，具有良好工程应用价值。
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公开(公告)号：CN116080913A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202211698469.8
申请日：2022-12-28
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
Inventor： 屈冬平 , 李玉亮 , 任志文 , 万丽颖 , 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: 一种新型埋入式进气道，包括进气口（1）、出气口（2）、侧棱（3）、内通道（4）、低能流放泄口（5）、低能流放泄通道（6）、前导流面（7）、后导流面（8）及旋涡低能流导向器（9），其中，前导流面（7）上设置有旋涡低能流导向器（9），旋涡低能流导向器（9）后方设置有内通道（4），内通道（4）两侧对称设置有低能流放泄口（5），低能流放泄口（5）与低能流放泄通道（6）连通，后导流面（8）设置在内通道（4）后方。本发明有效减少流入埋入式进气道的边界层低能流，改善卷吸入埋入式进气道的气流品质，从而提高埋入式进气道的总压恢复系数，降低出口畸变指数。
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公开(公告)号：CN109441659A
公开(公告)日：2019-03-08
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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公开(公告)号：CN109296462A
公开(公告)日：2019-02-01
申请号：CN201811413426.4
申请日：2018-11-23
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
Abstract: 本发明提出了一种超音速爆破作动式进气道组合堵盖。该堵盖包括：爆破部、机械部以及连接片，其中：爆破部具有安装法兰和安装边；机械部具有气动压缩面、连接片和上端面；安装法兰与气动压缩面连接；上端面与进气道外压缩面贴合。本发明实施例可以安装方便，气动外形好，组合动力装置转级前飞行阻力低，抛放后无残余物影响或残余物对冲压发动机和飞行器影响较小。
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公开(公告)号：CN106225606B
公开(公告)日：2018-10-12
申请号：CN201610607644.6
申请日：2016-07-29
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
Inventor： 任志文 , 万志明 , 卢杰 , 赵胜海 , 万丽颖 , 陈尊敬 , 王春利 , 赵政衡 , 安平 , 亓洪玲 , 肖毅 , 杨佳壁 , 周俊伟 , 万俊丹 , 王天绥 , 高骏冬
IPC: F42B15/01
Abstract: 本专利涉及一种进气道附面层控制装置，提供一种超声速进气道附面层控制装置，包括：进气道(5)，进气道一级压缩面区域(1)，进气道二级压缩面区域(2)，进气道喉道区域(3)，一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)，二级压缩面区域放气通道(24)，喉道区域放气通道(34)，发动机(6)，发动机控制器(4)，一级压缩面放气通道伺服阀(41)，二级压缩面放气通道伺服阀(42)，喉道放气通道伺服阀(43)，一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)及其排气口(141)，二级压缩面放气区域附面层放泄通道(24)及其排气口(241)，喉道放气区域附面层放泄通道(34)及其排气口(341)。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107764505A
公开(公告)日：2018-03-06
申请号：CN201710831859.0
申请日：2017-09-15
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC: G01M9/06
CPC classification number: G01M9/06
Abstract: 本发明属于超音速进气道激波测量技术，具体涉及一种超音速进气道的正激波位置测量方法。本发明超音速进气道的正激波位置测量方法在超音速飞行器的机身(1)下方进气道(2)出口段安装声波发射器，进气道(2)喉道偏向顺气流方向的下游位置作为正激波限制位置(21)安装有声波感受器，当声波发射器发射声波，如果在正激波限制位置(21)未探测到声波，则表明激波未到达该正激波限制位置(21)，如果探测到声波，表明激波超过正激波限制位置(21)。本发明易于实施，而且检测方便，能快速方便地测量出超音速进气道内正激波的位置，从而为包括进气道在内的整个动力装置控制系统提供准确有效的控制输入参数。
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公开(公告)号：CN106225606A
公开(公告)日：2016-12-14
申请号：CN201610607644.6
申请日：2016-07-29
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
Inventor： 任志文 , 万志明 , 卢杰 , 赵胜海 , 万丽颖 , 陈尊敬 , 王春利 , 赵政衡 , 安平 , 亓洪玲 , 肖毅 , 杨佳壁 , 周俊伟 , 万俊丹 , 王天绥 , 高骏冬
IPC: F42B15/01
CPC classification number: F42B15/01
Abstract: 本发明涉及一种进气道附面层控制装置，提供一种超声速进气道附面层控制装置，包括：进气道(5)，进气道一级压缩面区域(1)，进气道二级压缩面区域(2)，进气道喉道区域(3)，一级压缩面放气区域附面层放泄通道(14)，二级压缩面区域放气通道(24)，喉道区域放气通道(34)，发动机(6)，发动机控制器(4)，一级压缩面放气通道伺服阀(41)，二级压缩面放气通道伺服阀气区域附面层放泄通道(14)及其排气口(141)，二级压缩面放气区域附面层放泄通道(24)及其排气口(241)，喉道放气区域附面层放泄通道(34)及其排气口(341)。(42)，喉道放气通道伺服阀(43)，一级压缩面放
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公开(公告)号：CN104443404A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201410675068.X
申请日：2014-11-24
Applicant: 江西洪都航空工业集团有限责任公司
IPC: B64D33/02
Abstract: 本发明涉及飞行器的进气道领域，涉及一种飞行器的S形进气道结构，包括飞行器壳体、S形气道，S形气道包括进气通道以及其前后的进气口和出气口，出气口进入飞行器壳体的内部，进气口安装在飞行器壳体表面的朝迎风面，在进气通道内设置若干涡流发生器。涡流发生器设置在进气通道的上部导流面潜在发生气流分离的上游位置。涡流发生器为四个导流片，导流片为两个一组成对称“八”字形布置在进气通道内。本发明的有益效果在于：提高了出口总压恢复系数和降低畸变指数，实现了小尺寸和轻重量S形进气道的技术目标。
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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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