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[发明专利]针对具有不完整基本图元的三维扫描点云实时配准方法-CN202210812414.9有效
发明人：颜昌亚;方跃;马磊;王啸雄;李振瀚 -专利权人：武汉瀚迈科技有限公司
申请日： 2022-07-12 - 公布日： 2022-10-04 - 主分类号： G06T7/33 文献下载
摘要：本发明提供一种针对具有不完整基本图元的三维扫描点云实时配准方法，包括以下步骤：S1：标准模型预处理；S2：数据准备；S3：点云模型基本图元的识别与提取；S4：在标准模型的基本图元数据集中，搜索点云模型基本图元集合中元素的对应图元特征集合；S5：在点云模型的基本图元集合中，确定所有可能的特征组合；S6：在标准模型中搜索点云模型的图元对集合中图元对的可能图元对，进行基本图元配准计算；S7：选择具有最小配准误差的基本图元对组合，输出最终的配准结果。本发明适用于现有技术中点云数据不完整的情况，提供的结果，可用于后续制造过程中，实现自动特征提取、自动检测分析、以及自动编程加工等，具有较高的实用价值。
针对具有完整基本三维扫描实时方法

[发明专利]一种基于椭圆拟合的圆截面弯管类零件特征参数识别方法-CN202110757013.3有效
发明人：颜昌亚;张子龙;马磊;王啸雄 -专利权人：武汉瀚迈科技有限公司
申请日： 2021-07-05 - 公布日： 2021-09-28 - 主分类号： G06K9/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于椭圆拟合的圆截面弯管类零件特征参数识别方法，对于弯管扫描形成的数据模型进行完整强力搜索计算，并用椭圆拟合代替对点云上所有数据点的局部区域作曲面拟合，快速可靠的提取弯管零件的几何特征参数，包括中心轴线、中心轴线上任意点对应的管径以及端面位置，以支持自动化编程软件利用弯管的几何特征参数实现实时打磨轨迹编程。与现有技术相比，本发明在弯管的特征识别上更有效率，更具鲁棒性，能满足针对弯管自动化打磨工艺的在线自动编程需求。
一种基于椭圆拟合截面弯管零件特征参数识别方法

[发明专利]一种固体火箭发动机燃烧性能提高的装药结构-CN201811078933.7有效
发明人：江海涛;赵胜海;余文锋;袁晓昱;马少杰;张林;邓波;孙子杰;王啸雄 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2018-09-17 - 公布日： 2021-08-03 - 主分类号： F02K9/24 文献下载
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。
一种固体火箭发动机燃烧性能提高结构

[发明专利]一种超音速进气道堵盖装置-CN201710817566.7有效
发明人：张邦楚;刘涛;赵胜海;孙子杰;张林;袁晓昱;王啸雄;邓波;江海涛;余文锋;马少杰;龙海燕;刘剑 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2017-09-12 - 公布日： 2021-02-19 - 主分类号： F02C7/057 文献下载
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。
一种超音速进气道堵盖装置

[实用新型]无喷管助推器装置-CN201821948852.3有效
发明人：张林;赵胜海;刘涛;卢杰;孙子杰;余文锋;袁晓昱;邓波;江海涛;马少杰;王啸雄;龙海燕;刘红皊 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2018-11-23 - 公布日： 2019-09-13 - 主分类号： F02K7/18 文献下载
摘要：本实用新型提出了一种无喷管助推器装置。该装置包括：高燃速推进剂、低燃速推进剂和燃烧室，其中：高燃速推进剂和低燃速推进剂均为内孔燃装药；低燃速推进剂贴壁浇注于燃烧室的内壁上；高燃速推进剂贴壁浇注于低燃速推进剂的内孔；高燃速推进剂具有第一燃面内孔，低燃速推进剂具有第二燃面内孔；第一燃面内孔的燃面面积小于第二燃面内孔的燃面面积；高燃速推进剂尾部为扩张型面；扩张型面的转折位置为喉道位置；扩张型面的末尾为出口；高燃速推进剂的内孔为燃气通道。在保证无喷管助推器结构简单、高质量比和高装填比前提下，提高无喷管助推器比冲，提升无喷管助推器性能。
推进剂内孔高燃速喷管低燃速助推器燃烧室助推器装置浇注贴壁本实用新型燃气通道转折位置质量比装填喉道末尾内壁装药出口保证

[实用新型]冲压发动机用流量校测装置-CN201821949395.X有效
发明人：孙子杰;赵胜海;刘涛;卢杰;张林;余文锋;袁晓昱;邓波;马少杰;江海涛;王啸雄;龙海燕;刘红皊 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2018-11-23 - 公布日： 2019-07-23 - 主分类号： G01M15/04 文献下载
摘要：本实用新型提出了一种冲压发动机用流量校测装置。该装置包括：流量校测安装壳体、静压支座、校测耙、收缩喷管、整流蒙皮、静压测管和总压测管。其中：流量校测安装壳体被设置为内套接于外围的发动机尾段后端位置处；收缩喷管外圆安装于流量校测安装壳体后端位置处；整流蒙皮套接于流量校测安装壳体中间位置处；静压支座安装于流量校测安装壳体指定位置处；校测耙周向交错均布于流量校测安装壳体的指定位置处；静压支座上固连静压测管；校测耙上固连总压测管。本实用新型在有限的周向空间内，可以采用校测耙交错均布方式，确保压力测点分布的合理性，测量数据的实用性。
校测安装壳体测管静压支座本实用新型冲压发动机喷管后端位置校测装置位置处固连静压蒙皮总压收缩测量数据交错均布压力测点周向交错周向空间均布内套套接外圆尾段合理性发动机外围

[发明专利]一种超音速下颌进气道前堵盖-CN201710831650.4有效
发明人：余文锋;赵胜海;张林;卢杰;袁晓昱;邓波;江海涛;孙子杰;马少杰;王啸雄;王利林;景晓磊 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2017-09-15 - 公布日： 2019-06-28 - 主分类号： F02C7/057 文献下载
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。
一种超音速下颌进气道前堵盖

[发明专利]一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置-CN201610090456.0有效
发明人：刘涛;王武;赵胜海;马少杰;王啸雄;张林;袁晓昱;江海涛;邓波;余文锋;孙子杰 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2016-02-18 - 公布日： 2018-07-17 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：本发明涉及一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，其中：燃气发生器封头处设有压力传感器，锥阀阀头设置在燃气发生器的喷管内，锥阀阀头与阀杆一端连接，锥阀阀头与阀杆中间设有密封层，阀杆另一端与偏心轮连接，偏心轮设置在传动轴中间部位，传动轴一端与轴承连接，传动轴另一端与联轴器一端固定连接，联轴器另一端与驱动电机固定连接，密封层采用石墨密封，具有良好的柔韧性，耐高温，耐磨，耐腐蚀，密封性好，寿命长，轴承为限位轴承，对传动轴进行轴向及径向限位，阀杆与偏心轮采用线接触传动，锥阀阀头与燃气发生器同轴布置，阀杆与锥阀阀头同轴布置，锥阀阀头和阀杆均采用3DC/SiC陶瓷复合材料。
锥阀阀阀杆传动轴燃气发生器偏心轮固体火箭冲压发动机燃气流量调节同轴布置联轴器密封层陶瓷复合材料压力传感器柔韧性径向限位密封性好驱动电机石墨密封限位轴承一端连接轴承连接喷管耐腐蚀耐高温线接触传动封头耐磨轴向轴承

[发明专利]一种滑杆式冲压发动机变模态可调喉道喷管-CN201610384662.2有效
发明人：余文锋;赵胜海;张林;王啸雄;袁晓昱;邓波;江海涛;孙子杰;马少杰 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2016-06-02 - 公布日： 2018-06-26 - 主分类号： F02K1/11 文献下载
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。
扩张调节片收敛调节片铰链机构冲压喉道喷管喷管喉道周向设置调节杆固定段滑动杆滑杆式活动段可调模态转动连接滑动杆喷管副调节杆相对滑动轴向运动多模态主动杆喉道滑块滑销轴向发动收敛上游移动

[发明专利]一种电动锥阀式固冲发动机燃气流量调节装置-CN201611044706.3在审
发明人：马少杰;赵胜海;王啸雄;张林;袁晓昱;江海涛;邓波;余文锋;孙子杰;刘剑 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2016-11-22 - 公布日： 2018-05-29 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
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。
偏心轮传动轴前端锥锥阀阀传动直杆流量调节装置发动机燃气驱动电机限位轴承联轴器锥阀式阀杆转动燃气发生器支撑传动轴喷管喉部前后移动驱动轴环面正对配合

[发明专利]一种带有冷却组合的固冲发动机-CN201611048055.5在审
发明人：余文锋;赵胜海;卢杰;张林;袁晓昱;邓波;江海涛;孙子杰;马少杰;王啸雄;龙海燕;刘剑 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2016-11-22 - 公布日： 2018-05-29 - 主分类号： F02K9/40 文献下载
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。
冷却盘发动机喷管冷却喉部引气管燃气发生器一次燃气上游进气道发动机辐射状喷环状结构空腔连通空腔连通

[发明专利]一种飞行器用助推器分离机构-CN201610090487.6在审
发明人：卢杰;曾晓健;赵胜海;江海涛;袁晓昱;王啸雄;张林;邓波;余文锋;马少杰;孙子杰 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2016-02-18 - 公布日： 2016-07-06 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
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。
一种飞行器用助推器分离机构

[发明专利]一种反质子火箭发动机-CN201610090459.4在审
发明人：卢杰;赵胜海;孙子杰;张林;王啸雄;袁晓昱;邓波;江海涛;余文锋;马少杰 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2016-02-18 - 公布日： 2016-07-06 - 主分类号： F02K9/42 文献下载
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。
一种反质子火箭发动机

[实用新型]一种飞行器用助推器分离机构-CN201420720440.X有效
发明人：袁晓昱;王剑琴;王武;曾晓健;尹志龙;赵胜海;王啸雄;张林;邓波;江海涛 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2014-11-27 - 公布日： 2015-04-22 - 主分类号： B64G1/64 文献下载
摘要：一种飞行器用助推器分离机构，包括拉锁机构、拉杆、剪切销及旗状板，其中，旗状板设置在助推器喷管出口处，并通过剪切销与拉杆一端连接，拉杆另一端与设置在无人机腹部的拉锁机构连接，以形成互锁，从而可靠地连接无人机与助推器；而拉锁机构包括固定锁、制动块及制动拉杆，制动块设置在固定锁内，制动拉杆安装在制动块上。本实用新型通过拉杆连接设置在助推器喷管出口处的旗状板与设置在无人机腹部的拉锁机构，以形成互锁，从而可靠地连接无人机与助推器；在助推器点火后产生的燃气带动旗状板转动，从而剪断固定于旗状板上的剪切销，以解除与拉锁机构的互锁；高效便捷，同时有效消除了工作中存在安全隐患，也有利于重复测试分离机构性能。
一种飞行器用助推器分离机构

[实用新型]一种固体火箭发动机推力拖尾后效抑制时间控制装置-CN201420707241.5有效
发明人：周晓华;赵小勇;艾清;尹志龙;赵胜海;王啸雄;袁晓昱;江海涛;张林;邓波 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2014-11-24 - 公布日： 2015-04-08 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本实用新型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。本实用新型的有益效果在于：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。
一种固体火箭发动机推力后效抑制时间控制装置

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