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[发明专利]一种高检测覆盖率的发动机转速通道检查电路-CN201510799304.3在审
发明人：万俊丹;万志明;任志文;尹志龙;赵胜海;戴佳;杨俊飞;王春利;杨佳壁;肖毅;王天绥;周俊伟;陈尊敬;万丽颍 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2015-11-19 - 公布日： 2016-04-06 - 主分类号： F02C9/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种高检测覆盖率的发动机转速通道检查电路，它包括发动机电子燃油控制器、发动机转速传感器和连接电缆，发动机电子燃油控制器包括转速信号调理电路、信号源电路和A/D转换，发动机电子燃油控制器内部单片机产生固定频率的信号并输出，通过发动机控制电缆、发动机转速传感器内部线圈、转速信号调理电路形成通路，通过A/D端口采集转速通道的数据即可实现导通检查。使用该电路的测试方法，能够避免磁电式转速传感器在高转速所产生的高电压对电子元器件的影响，测量直接，提高自检覆盖率，简化测试流程，节约成本。
一种检测覆盖率发动机转速通道检查电路

[发明专利]一种主动控制的安全阀-CN201510798309.4在审
发明人：阙胜才;艾清;卢杰;周昌申;田瑞娟;赵胜海;张艳;杨佳明;李涛;郭祥天;汪海 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2015-11-19 - 公布日： 2016-02-17 - 主分类号： F16K17/02 文献下载
摘要：一种主动控制的安全阀，包括阀体，其中，阀体上部一端设置有用于连接压力传感器的进口压力传递通道，该通道连接至压力传感器，便于压力传感器采集安全阀进口压力，阀体上部另一端设置电磁铁，电磁铁上设置有复位弹簧，复位弹簧另一端与磁感应块连接；阀体中部安装有活门，同时活门上部连接杠杆的一端，磁感应块固定于杠杆的另一端，且杠杆中部固定在阀体上；控制装置设置在复位弹簧一侧，并与电磁铁连接，控制装置上设置有电连接器，电磁铁由控制装置供电。本发明通过压力传感器的输出信号进行主动控制，可满足多种燃油系统需求，应用范围广，且不同系统可采用同一型号安全阀，通用性较好，同时压力控制精确。
一种主动控制安全阀

[发明专利]一种飞行器S弯和埋入式组合进气道-CN201510614112.0在审
发明人：卢杰;艾清;赵政衡;袁飞马;赵胜海;尹志龙;戴佳;万志明;任志文;王春利 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2015-09-24 - 公布日： 2015-12-09 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明的目的在于提供一种飞行器S弯和埋入式组合进气道。该组合进气道包括作动装置、密封垫片、进气道抛放段、可折断连接装置、埋入式进气道、发动机和飞行器机体。进气道抛放段通过作动装置及可折断连接装置固定在飞行器机体外部，并通过进气道抛放段法兰上的密封垫片与埋入式进气道密封对接组合成S弯进气道。飞行器在进气道小流量起动阶段及巡航阶段，飞行器由进气道抛放段和埋入式进气道组合成的S弯进气道为发动机供气；飞行器在突防阶段，抛弃进气道抛放段，发动机由埋入式进气道供气。本发明结构简单，使用方便，具有进气道小流量起动阶段可靠性好，巡航阶段总压恢复系数高，突防阶段隐身能力好、战场生存能力高的特点。
一种飞行器埋入组合进气道

[发明专利]一种飞行器系统介质升温装置及其制作方法-CN201510614347.X在审
发明人：卢杰;周昌申;曾晓健;阙胜才;田瑞娟;张艳;尹志龙;赵胜海;杨佳明;李涛;郭祥天;姚雅琳 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2015-09-24 - 公布日： 2015-12-02 - 主分类号： F02M31/125 文献下载
摘要：本发明公开了一种飞行器系统介质升温装置及其制作方法，包括组合导管，组合导管两端分别设置第一连接螺母和第二连接螺母。组合导管外包一层硅胶I，硅胶I外布置加热丝，加热丝外包裹一层硅胶II，加热丝通过导线引出，导线端头压接电缆插头；导线与硅胶II交接处包裹一层硅胶III。本发明公开的一种飞行器系统介质升温装置及其制作方法，结构简单、便于实施，特别适合在结构空间紧张的部位实现；构思巧妙，不需要对发动机进行任何技术改造，不增加燃油系统负担，燃油系统原性能指标保持不变，降低使用成本。
一种飞行器系统介质升温装置及其制作方法

[发明专利]一种飞行器基于隔道引气的埋入式进气道-CN201510614349.9在审
发明人：卢杰;艾清;王春利;袁飞马;赵胜海;尹志龙;戴佳;万志明;任志文;万俊丹;陈尊敬;赵政衡;肖毅 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2015-09-24 - 公布日： 2015-12-02 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种飞行器基于隔道引气的埋入式进气道，包括隔道和引射喷管以及使用该进气道飞行器的机体、进气道、和发动机，该埋入式进气道在进气道的进气口前面的机体表面上设置了一个隔道，并在机体尾舱内部安装了引射喷管。在引射喷管的抽吸作用下，外部气流特别是贴近机体的附面层低能气流由隔道进口流入隔道，在隔道导流面和隔道侧面的引导约束条件下，从隔道出口流出进入机体的内部，把机体表面的附面层低能流在进入进气道之前吸进机体尾舱内部，并将吸收进入机体尾舱内部的附面层低能流引射排入大气环境。本发明的应用有效的排除了附面层低能流，提高了进气道总压恢复系数，同时降低了流场畸变指数，具有良好的工程应用价值。
一种飞行器基于隔道引气埋入式进气道

[实用新型]一种与飞行器结构一体化的涡扇发动机-CN201520509224.5有效
发明人：杨俊飞;杨佳壁;卢杰;尹志龙;赵胜海;戴佳;万志明;任志文;王春利;万俊丹;周俊伟;王天绥;熊凯;唐仁杰 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2015-07-15 - 公布日： 2015-11-18 - 主分类号： F02K3/06 文献下载
摘要：一种与飞行器结构一体化的涡扇发动机，该涡扇发动机包括依次设置的发动机风扇、压气机、燃烧室、涡轮和内喷管，发动机风扇和压气机之间设置内涵道，内涵道壁面外侧为外涵道，涡扇发动机外涵道壁面与飞行器外壁面一体化连接，发动机风扇前端与进气装置连接，从进气装置进入的外界气流，在通过发动机风扇后形成了两部分气流，一部分进入内涵道，并经过压气机、燃烧室、涡轮以及内喷管；另一部分进入飞行器外壁面与内涵道壁面形成的外涵道，并最终与内喷管喷出的高温高速气流掺混喷出形成反作用力。将涡扇发动机外涵道壁面与飞行器外壁面一体化大大降低了飞行器总体重量，并减小了飞行器外廓尺寸。
一种飞行器结构一体化发动机

[发明专利]一种与飞行器结构一体化的涡扇发动机-CN201510412652.0在审
发明人：杨俊飞;杨佳壁;卢杰;尹志龙;赵胜海;戴佳;万志明;任志文;王春利;万俊丹;周俊伟;王天绥;熊凯;唐仁杰 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2015-07-15 - 公布日： 2015-10-14 - 主分类号： F02K3/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种与飞行器结构一体化的涡扇发动机，该涡扇发动机包括依次设置的发动机风扇、压气机、燃烧室、涡轮和内喷管，发动机风扇和压气机之间设置内涵道，内涵道壁面外侧为外涵道，涡扇发动机外涵道壁面与飞行器外壁面一体化连接，发动机风扇前端与进气装置连接，从进气装置进入的外界气流，在通过发动机风扇后形成了两部分气流，一部分进入内涵道，并经过压气机、燃烧室、涡轮以及内喷管；另一部分进入飞行器外壁面与内涵道壁面形成的外涵道，并最终与内喷管喷出的高温高速气流掺混喷出形成反作用力。将涡扇发动机外涵道壁面与飞行器外壁面一体化，即发动机内涵道壁面与飞行器外壁面形成新的“外涵道”。这种方法大大降低了飞行器总体重量，并减小了飞行器外廓尺寸。
一种飞行器结构一体化发动机

[实用新型]一种超音速进气道防喘结构-CN201420707397.3有效
发明人：唐仁杰;卢杰;尹志龙;赵胜海;万志明;戴佳;杨俊飞;周俊伟;杨佳壁;熊薇 -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： 2015-04-22 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本实用新型涉及飞机超音速进气道领域，涉及一种超音速进气道防喘结构。包括进气道、防喘作动机构，进气道出口位置附近开设有放气口，防喘作动机构位于进气道内的放气口旁边，防喘作动机构可封闭放气口。防喘作动机构包括作动筒基体、作动活塞、止动销、压簧、盲堵、插座、盖板，作动筒基体内开有活塞筒，在插座与作动活塞之间填装有火药，作动活塞的端头安装有盖板，活塞筒的侧面开止动销孔，盲堵和压簧把止动销压在作动活塞的侧面上，插座连接点火控制信号。本实用新型解决了进气道的喘振问题，进气道溢流阻力减小，给飞行器提供额外的升力作用，放气口无抛出物，不会威胁到飞行器上的其他部件，结构紧凑、简单，对进气道的性能影响小。
一种超音速进气道防喘结构

[实用新型]一种可旋转的柔性取油器-CN201420748004.3有效
发明人：田瑞娟;周昌申;阙胜才;尹志龙;赵胜海;张艳;杨佳明;李涛;郭祥天;周伊优 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2014-12-04 - 公布日： 2015-04-22 - 主分类号： F02C7/22 文献下载
摘要：本实用新型的公开了一种可旋转的柔性取油器，包括转动轴、柔性取油管、进油管和输油管，转动轴的两端分别与油箱出油口和供油口相连，连接处设有向心推力轴承，使得转动轴可绕进、输油管转动，转动轴内部设有进油和输油通道，进油和输油通道分别与进油管和柔性取油管连接。本实用新型的进油管和输油管位于同一旋转轴上，输油管带有柔性吸油口，两者之间夹角为180°，旋转时能够始终保证通气口位于液面以上，避免液面变化时出现压力空气直接吹进燃油造成油气混合的情况，柔性吸油口能克服只能按单一方向旋转带来的取油范围较窄的情况，且正常供油或者地面放油时，操作简单、余油量。
一种旋转柔性取油器

[实用新型]一种飞行器油箱隔板结构-CN201420755648.5有效
发明人：阙胜才;周昌申;田瑞娟;张艳;尹志龙;赵胜海;杨佳明;李涛;汪海;郭祥天 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2014-12-05 - 公布日： 2015-04-22 - 主分类号： B64D37/08 文献下载
摘要：本实用新型涉及飞行器燃油系统领域，具体涉及一种飞行器油箱隔板结构。包括隔板，隔板上还有连通导管，隔板与连通导管为一体化且是一次加工成型。所述连通导管沿隔板直径贯通，连通导管的两端口分别连通隔板的两边。本实用新型的有益效果在于：1、隔板及连通导管设计为一体，通过一次加工成型，减少加工工序，减少工艺类型，节省生产时间；2、与传统的焊接方式相比，通过精密铸造方式加工出零件，减少了焊接热应力，排除了应力集中造成的油箱力学性能下降及变形带来的故障。
一种飞行器油箱隔板结构

[实用新型]一种采用埋入式进气道的飞行器-CN201420716928.5有效
发明人：王春利;卢杰;尹志龙;戴佳;谭慧俊;孙姝;赵胜海;杨俊飞;任志文;万志明;赵政衡;陈尊敬 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2014-11-26 - 公布日： 2015-04-22 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种采用埋入式进气道的飞行器，包括弹体，弹体上设置埋入式进气道，在弹体表面埋入式进气道进口上游位置弹体对称面两侧对称地设置至少一对涡流发生器。在导弹弹体蒙皮表面进气道上游设置了涡流发生器，在边界层区域产生了漩涡，加强了边界层低能流与主流的掺混，有效抑制了边界层气流的分离，显著提高了进气道在小流量状态下的总压恢复系数。
一种采用埋入式进气道飞行器

[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

[实用新型]一种喉径可调的发动机喷管-CN201420720106.4有效
发明人：王武;张效义;尹志龙;赵胜海;王啸雄;张林;邓波;袁晓昱;江海涛;孙子杰;马少杰;余文锋 -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： 2015-04-08 - 主分类号： F02K9/97 文献下载
摘要：本实用新型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。本实用新型中的蓄能机构，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。
一种可调发动机喷管

[实用新型]一种飞行器发动机的排气装置-CN201420707317.4有效
发明人：杨俊飞;尹志龙;赵胜海;卢杰;戴佳;任志文;王春利;杨佳壁;王天绥;万志明;万俊丹;周俊伟;肖毅;陈尊敬 -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： F02K1/46 文献下载
摘要：本实用新型涉及飞行器发动机的排气领域，涉及一种飞行器发动机的排气装置。包括进口部、过渡收敛部、出口部、出口延长部，上述各部依次连接，进口部与发动机高温排气口通过法兰连接，进口部截面为圆形，出口部截面为上、下两长边向中部逐渐凹陷的长方形，该凹陷形成个凹陷角β，过渡收敛部连通进口部和出口部，出口延长部为出口部的延长件，出口延长部为四个锯齿形边围成。出口部的凹陷角β在160°到170°之间。本实用新型增强了尾喷流与外流的掺混，缩短尾喷流高温核心区的长度，有效地降低尾喷流红外辐射强度，以及降噪效果，降低雷达反射面积，结构简单，质量轻，实施方便。
一种飞行器发动机排气装置