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。

本发明公开了一种双或三组元连续旋转爆震发动机,包括喷注面板、燃烧室壳体和内喷注器；内喷注器同轴插设在燃烧室壳体前端；位于内喷注器下游的燃烧室壳体的内腔形成为燃烧室；内喷注器与燃烧室壳体前端之间形成环缝状的氧化剂喷注通道；内喷注器的中心设有燃料一集腔,内喷注器朝向燃烧室的外侧壁上设有外凸环,外凸环能使得氧化剂喷注通道形成为收缩扩张段结构；位于外凸环下游的内喷注器侧壁上沿周向均匀布设有若干个燃料一喷孔；燃烧室壳体前端沿周向均匀布设有若干个燃料二喷孔。本发明根据需要可关闭其中一条通道组成二组元喷注模式。在实现双/三组元连续旋转爆震的同时具有良好的掺混效果,保证燃烧的顺利进行。

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。

本发明公开一种膨胀偏转喷管主动热防护结构,包括燃烧室,燃烧室的一端固接有喷管,燃烧室与喷管连通,燃烧室内设置有空心圆柱体,空心圆柱体的一端与燃烧室固接,空心圆柱体另一端固接有导流器,空心圆柱体与导流器连通,导流器位于喷管内；导流器包括连通管和导流端面,连通管两端分别与空心圆柱体和导流端面固接,连通管与空心圆柱体连通。本发明能够实现通过喷注二次流在主流燃气与导流器之间形成的二次流剪切层,减少主流与导流器的直接接触,降低主流对导流器的高温烧蚀、冲击和工质的摩擦,提高导流器的工作寿命,进而提高膨胀偏转喷管工作可靠性。

本发明实施例公开了一种基于火箭增程的新型高速飞行器及其控制方法,新型高速飞行器包括机体,与机体连接且位于机体上方的捕获翼,以及位于机体尾部的火箭发动机；其中,火箭发动机的尾部设置有喷管；捕获翼包括固定部和设置于固定部上且向外延展的可调节部,可调节部中至少朝向机体的一侧的面的弧度可调节。本发明通过对捕获翼的结构设置,基于可调节部的弧面的可调节,实现捕获翼相对于机体的弧面调整,在加速等过程中,能够更好地通过相对面的调整降低强激波阻力,并且,能够在飞行过程中,通过弧面的调整,使飞行翼端部向内的涡流进一步引导,并至少部分转化为捕获翼的捕获气流,协同捕获翼进一步提高整体的升阻比。

一种包括多个螺旋冷却通道的燃烧室衬套由材料部件形成。燃烧室衬套主体从第一端和第二端延伸。燃烧室衬套主体包括燃烧室衬套内壁,燃烧室衬套内壁限定从第一端和第二端延伸的燃烧区域腔体。燃烧室衬套主体还包括与内壁相对的燃烧室衬套外壁。燃烧室衬套主体还限定入口端口、与入口端口相对的喷嘴出口端口以及喉部。沿着燃烧室衬套外壁,将螺旋冷却通道切入外壁中,使得螺旋冷却通道在第一端和第二端之间延伸。

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。