本发明公开了一种快速响应的燃气动力装置,包括燃烧室、点火器组件、点火药盒和若干喷管,该燃烧室内装有呈环状的推进剂主装药；所述燃烧室留有相对设置的贯穿孔和喷气通道,所述燃烧室内设置有若干支撑台；所述点火器组件和点火药盒分别安装在所述燃烧室的外侧和内侧,并且所述点火器组件通过所述贯穿孔连通所述点火药盒,以便于引燃位于所述点火药盒内的点火药片；该点火药盒留有若干与推进剂主装药相通的连通孔,以便于点火药片燃烧后引燃推进剂主装药；各所述喷管均安装在所述燃烧室上且均与所述喷气通道连通。本发明具有响应时间短、输出推力大、点火可靠、结构紧凑、质量轻的特点,能够很好的解决飞行器的响应速度差的问题。

本发明属于泵压式发动机起动点火方法及系统,为解决目前具备三次及以上起动能力的泵压式液体火箭发动机,需要额外设置一套高压氦气/氮气供应系统和一套单独的点火剂供应系统,系统复杂且可靠性低,携带大量高压氦气/氮气将给火箭系统造成负担,采用的自燃点火剂由于剧毒且与空气接触会发生自燃,导致使用维护性差的技术问题,提供基于过氧化氢的泵压式发动机起动点火方法及系统,通过氮气对过氧化氢增压,增压后的过氧化氢在催化剂的作用下分解为高温气体,分别驱动涡轮工作和进入推力室待用,涡轮带动同轴相连的氧化剂泵和燃料泵同步工作,对氧化剂和燃料增压,增压后分别进入推力室和燃气发生器。

本发明属于泵压式发动机起动点火方法及系统,为解决目前具备三次及以上起动能力的泵压式液体火箭发动机,系统复杂且可靠性低,采用的自燃点火剂由于剧毒且与空气接触会发生自燃,导致使用维护性差的技术问题,提供基于过氧化氢的泵压式发动机起动点火方法及系统,通过高压氮气分别对过氧化氢和煤油增压,过氧化氢在催化剂的作用下分解为高温气体,并与煤油燃烧产生高温燃气驱动涡轮旋转或进入推力室,涡轮带动与其同轴相连的氧化剂泵和燃料泵同步工作对氧化剂和燃料增压,分别进入推力室和燃气发生器,进入推力室的高温燃气使推力室中的煤油自燃,并点燃进入推力室的氧化剂和燃料,使推力室工作并产生推力。

本发明公开了一种小型化多功能的火箭发动机,该小型化多功能的火箭发动机,包括外壳,所述外壳采用燃烧室和长尾管一体化设计结构,所述外壳一端连接有发射发电装置,能够为发动机提供电能并为弹体提供出膛动力,所述长尾管外圆面安装有折叠式尾翼,所述折叠式尾翼通过内部设置的尾翼锁紧装置锁定于外壳外部,所述外壳尾部连接有喷管,所述喷管内部设置有延期点火模块,所述燃烧室内腔一侧设置有顶盖,所述顶盖与燃烧室之间填充有固体推进剂,所述顶盖与固体推进剂前端面之间设置有点火具；本发明采用电源、发射、飞行稳定、延期点火、勤务安全等功能一体化设计,提高了产品安全性,使用方便,利于推广。

本发明涉及一种液体火箭发动机地面试验装置及试验方法,具体涉及一种富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验装置及试验方法,目的是为了解决现有技术采用的常温推进剂、地面试验装置及试验方法无法筛选出结构可靠、燃烧性能优的富氧富甲烷气气喷注单元的技术问题。富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验装置包括富甲烷燃气发生器、富氧燃气发生器和气气喷注单元试验组件；采用一定温度、组分和压力的推进剂,相比常温推进剂可以较大程度模拟推力室中气气喷注单元燃烧特性；选取合适喉部直径的喉道降低试验件燃烧室室压,从而大幅降低高压试验的安全风险。基于上述装置,本发明还提供一种富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验方法。

本发明属于含能材料点火领域,具体涉及一种空间聚焦微波的用途及微纳米金属/聚合物点火装置。包括固态微波源,微波传输系统和水冷机,微波传输系统包括环行隔离器,三销钉调配器,同轴转换器,波同,同轴传输线,微波针头；固态微波源和环行隔离器均通循环水冷却,微波源的输出端接环行隔离器的输入端,环行隔离器的输出端接三销钉调配器的输入端,三销钉调配器的输出端接同轴转换器的输入端,同轴转换器的输出端和同轴传输线一端连接,同轴传输线另一端和微波针头连接,微波针头垂直置于微纳米金属/聚合物的表面。本发明的将微波能量有效耦合到微纳米金属/聚合物上,实现对微纳米金属/聚合物快速可靠点火。

本发明公开了一种静电场调控的推进剂燃烧实验装置,包括：燃烧室和两个金属环形电极,两个金属环形电极设置于燃烧室内,在竖直方向上上下间隔设置,间距可调,且均呈水平状；一个为正电极,一个为负电极,其中正电极与设置于燃烧室外的直流高压电源的正极相连接；两个金属环形电极的环形空间内用于上下贯穿设置竖直向下的推进剂药条,且推进剂药条的上端安装于燃烧室的顶部；直流高压电源用于：向金属环形电极供电,在正电极和负电极间形成匀强电场,以使推进剂药条处在匀强电场中；使用该静电场调控的推进剂燃烧实验装置实现了推进剂在电场作用下工作状态模拟,能够定量获得电场强度与推进剂燃速的变化规律,以及电场对推进剂燃烧的影响机制。

本发明一种火星上升飞行器用固液混合发动机及方法,属于航天推进技术领域；包括推力室、氧化剂供给系统和推力矢量控制系统；氧化剂供给系统包括氧化剂储箱、挤压式氧化剂供给子系统和泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统；挤压式氧化剂供给子系统通过挤压的方式向推力室输入氧化剂,泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统通过膨胀循环向推力室输入氧化剂；所述推力矢量控制系统通过开闭不同二次流管路上的控制阀,调节进入喷管的氧化亚氮流量大小,实现推力矢量控制和上升器姿态的调整。本发明采用超低温力学性能优越的石蜡燃料和低冰点、高饱和蒸汽压的氧化亚氮作为推进剂,解决了固体、液体发动机无法适应火星极端温差和难以长期储存等问题。