CN105999589B - 一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置 - Google Patents
一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105999589B CN105999589B CN201610347910.6A CN201610347910A CN105999589B CN 105999589 B CN105999589 B CN 105999589B CN 201610347910 A CN201610347910 A CN 201610347910A CN 105999589 B CN105999589 B CN 105999589B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- valve
- solid propellant
- fire
- hole
- propellant rocket
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 32
- 239000007787 solid Substances 0.000 title abstract description 6
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 44
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 claims description 53
- 239000003814 drug Substances 0.000 claims description 13
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims description 12
- 238000010304 firing Methods 0.000 claims description 4
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 4
- 239000003721 gunpowder Substances 0.000 claims description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 abstract description 11
- 239000007924 injection Substances 0.000 abstract description 11
- 239000007921 spray Substances 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 9
- 235000011888 snacks Nutrition 0.000 description 2
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 2
- 229940126680 traditional chinese medicines Drugs 0.000 description 2
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 239000003921 oil Substances 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- A—HUMAN NECESSITIES
- A62—LIFE-SAVING; FIRE-FIGHTING
- A62C—FIRE-FIGHTING
- A62C3/00—Fire prevention, containment or extinguishing specially adapted for particular objects or places
- A62C3/07—Fire prevention, containment or extinguishing specially adapted for particular objects or places in vehicles, e.g. in road vehicles
-
- A—HUMAN NECESSITIES
- A62—LIFE-SAVING; FIRE-FIGHTING
- A62C—FIRE-FIGHTING
- A62C3/00—Fire prevention, containment or extinguishing specially adapted for particular objects or places
- A62C3/02—Fire prevention, containment or extinguishing specially adapted for particular objects or places for area conflagrations, e.g. forest fires, subterranean fires
-
- A—HUMAN NECESSITIES
- A62—LIFE-SAVING; FIRE-FIGHTING
- A62C—FIRE-FIGHTING
- A62C31/00—Delivery of fire-extinguishing material
- A62C31/02—Nozzles specially adapted for fire-extinguishing
Landscapes
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Public Health (AREA)
- Business, Economics & Management (AREA)
- Emergency Management (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
- Ecology (AREA)
- Forests & Forestry (AREA)
- Fire-Extinguishing By Fire Departments, And Fire-Extinguishing Equipment And Control Thereof (AREA)
Abstract
本发明涉及一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，包括罐体、喷气阀、点火触发机构和自锁机构，所述喷气阀安装在所述罐体的开口上，所述点火触发机构安装在所述喷气阀上用于触发所述喷气阀开启，所述自锁机构安装在所述喷气阀上用于锁定所述喷气阀处于开启状态，所述喷气阀的喷气口和点火触发机构的点火端在工作状态时均对准固体火箭发动机尾部的喷管内孔。固体火箭发动机从喷管内孔中喷射出的高温火焰点燃点火触发机构，由点火触发机构产生高压气体推动喷气阀开启，同时自锁机构锁住喷气阀的开启状态，装在罐体内的灭火气体通过喷气阀喷出对准喷管内孔喷射达到灭火、降温的目的，防止造成次生火灾。
Description
技术领域
本发明涉及一种灭火降温装置，具体的涉及一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置。
背景技术
针对岛屿岸滩敌方设置的火障及化工厂、储油设备、露天堆垛、大面积露天货场、油类流淌火灾、森林和草原等大型火灾，以固体火箭发动机作为动力源，通过火箭运载方式，将灭火装置远距离快速准确投入火场，达到控制火势、最终扑灭大火之目的。然而固体火箭发动机工作完毕后的余焰及喷管、喷管座处的高温易造成次生火灾的情况。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，可以达到对固体火箭发动机尾部灭火、降温的目的，防止造成次生火灾。
本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，包括罐体、喷气阀、点火触发机构和自锁机构，所述喷气阀安装在所述罐体的开口上，所述点火触发机构安装在所述喷气阀上用于触发所述喷气阀开启，所述自锁机构安装在所述喷气阀上用于锁定所述喷气阀处于开启状态，所述喷气阀的喷气口和点火触发机构的点火端在工作状态时均对准固体火箭发动机尾部的喷管内孔。
本发明的有益效果是：本发明一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置固定在固体火箭发动机尾部，在固体箭发动机点火后起飞并拖带本发明的灭火装置飞向火场，同时固体火箭发动机从喷管内孔中喷射出的高温火焰点燃点火触发机构，点火触发机构的触发时间和固体火箭发动机的工作时间保持一致，固体火箭发动机工作完毕的同时，点火触发机构的触发完毕并点燃点火触发机构，由点火触发机构产生高压气体推动喷气阀开启，同时自锁机构锁住喷气阀的开启状态，装在罐体内的灭火气体通过喷气阀喷出对准喷管内孔喷射达到灭火、降温的目的，防止造成次生火灾。
在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。
进一步，所述喷气阀包括阀本体、阀座、阀芯、螺盖、喷嘴和滑动体，所述阀本体上设有轴向的通孔，所述阀本体轴向安装在所述罐体的开口上，所述阀座密封安装在所述通孔靠近所述罐体的开口的一端内，所述阀芯贯穿在所述阀座内，所述螺盖密封固定在所述通孔远离所述罐体的开口处的一端内，所述喷嘴为喷气阀的喷气口，所述喷嘴的一端依次穿过所述阀本体和阀座且靠近所述阀芯，所述喷嘴的另一端对准固体火箭发动机尾部的喷管内孔，所述滑动体安装在所述阀本体的通孔中且与所述阀芯远离所述罐体的开口的一端连接。
采用上述进一步方案的有益效果是：喷气阀的阀芯在滑动体的带动下向罐体内移动，从而打开阀芯与阀座之间的间隙，使得罐体内的气体可以通过间隙进入喷嘴，通过喷嘴喷射，其结构简单。
进一步，所述阀本体与所述罐体的开口的连接处设有密封垫。
采用上述进一步方案的有益效果是：密封垫的设置可以提高罐体与喷气阀之间连接的气密性。进一步，所述阀芯与所述阀座的连接处设有O型密封圈。
采用上述进一步方案的有益效果是：O型密封圈的设置可以提高阀芯与阀座之间连接的气密性。
进一步，所述点火触发机构包括点火管、黑火药、扩焰药和导火索，所述点火管安装在所述阀本体的外侧，且所述点火管与位于所述滑动体与所述螺盖之间的通孔相连通，所述滑动体与所述螺盖之间的通孔中设有所述黑火药，所述点火管靠近所述滑动体与所述螺盖之间的通孔的一端内设有所述扩焰药，所述点火管内还设有所述导火索，所述导火索为所述点火触发机构的点火端，所述导火索的一端与所述扩焰药相接触，所述导火索的另一端伸出所述点火管外且对准固体火箭发动机尾部的喷管内孔。
采用上述进一步方案的有益效果是：固体火箭发动机的从喷管内孔中喷射出的高温火焰点燃点火触发机构上的导火索，导火索的燃烧时间和固体火箭发动机的工作时间保持一致，固体火箭发动机工作完毕的同时，导火索燃烧完毕并点燃扩焰药，由扩焰药点燃黑火药产生高压气体推动滑动体，从而使得滑动体推动阀芯打开罐体的开口。
进一步，所述点火管端部可拆卸连接有保护盖，所述导火索的另一端在非工作状态时位于所述保护盖中。
采用上述进一步方案的有益效果是：保护盖的设置可以避免导火索在不使用时受损。
进一步，所述导火索的燃烧时间和固体火箭发动机的工作时间相同。
采用上述进一步方案的有益效果是：所述导火索的燃烧时间和固体火箭发动机的工作时间相同，可以避免影响固体火箭发动机的正常工作，同时可以达到最优的灭火降温效果。
进一步，所述螺盖与所述黑火药相接触的一面上铺设有绸布。
采用上述进一步方案的有益效果是：绸布的设置，可以避免螺盖被黑火药侵蚀，延长装置的使用寿命。
进一步，所述自锁机构包括紧定螺钉、锁销和压缩弹簧，所述阀本体上设有与所述通孔连通的定位孔，且所述滑动体覆盖在所述定位孔靠近所述通孔的一端上，所述紧定螺钉安装在所述阀本体的定位孔远离通孔的一端内，所述锁销安装在所述阀本体的定位孔靠近通孔的一端内，且所述锁销的一端顶在所述滑动体上，所述锁销的另一端通过所述压缩弹簧与所述紧定螺钉相连。
采用上述进一步方案的有益效果是：点燃黑火药产生高压气体推动滑动体移动，当滑动体移动至锁销的边缘处时，锁销在压缩弹簧的推力作用下向下移动，挡住滑动体回移，从而锁定滑动体，使阀芯处于开启状态下，从而保证罐体内的气体正常喷出，保持灭火降温的工作状态。
附图说明
图1为本发明一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置安装在固体火箭发动机尾部上的立体结构示意图图；
图2为本发明一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置的剖视图；
图3为本发明一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置的点火触发机构的剖视图。
附图中，各标号所代表的部件列表如下：
1、罐体，2、喷气阀，21、阀本体，22、阀座，23、阀芯，24、螺盖，25、喷嘴，26、滑动体，3、点火触发机构，31、点火管，32、黑火药，33、扩焰药，34、导火索，35、保护盖，36、绸布，4、自锁机构，41、紧定螺钉，42、锁销，43、压缩弹簧，5、固体火箭发动机，6、喷管内孔，7、密封垫，8、O型密封圈。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
如图1所示，一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，包括罐体1、喷气阀2、点火触发机构3和自锁机构4，所述喷气阀2安装在所述罐体1的开口上，所述点火触发机构3安装在所述喷气阀2上用于触发所述喷气阀2开启，所述自锁机构4安装在所述喷气阀2上用于锁定所述喷气阀2处于开启状态，所述喷气阀2的喷气口和点火触发机构3的点火端在工作状态时均对准固体火箭发动机5尾部的喷管内孔6。在本具体实施例中，固体火箭发动机尾部的灭火降温装置设有两个，且对称安装固定在固体火箭发动机尾部。当固体火箭发动机可靠工作后，才能启动灭火降温装置，使其工作运行时间与固体火箭发动机的工作时间进行精确匹配。
在本具体实施例中，罐体1、喷气阀2、点火触发机构3和自锁机构4的具体结构如下：
如图2和图3所示，所述喷气阀2包括阀本体21、阀座22、阀芯23、螺盖24、喷嘴25和滑动体26，所述阀本体21上设有轴向的通孔，所述阀本体21轴向安装在所述罐体1的开口上，所述阀座22密封安装在所述通孔靠近所述罐体1的开口的一端内，所述阀芯23贯穿在所述阀座22内，所述螺盖24密封固定在所述通孔远离所述罐体1的开口处的一端内，所述喷嘴25为喷气阀2的喷气口，所述喷嘴25的一端依次穿过所述阀本体21和阀座22且靠近所述阀芯23，所述喷嘴25的另一端对准固体火箭发动机5尾部的喷管内孔6，所述滑动体26安装在所述阀本体21的通孔中且与所述阀芯23远离所述罐体1的开口的一端连接。所述阀本体21与所述罐体1的开口的连接处设有密封垫7。所述阀芯23与所述阀座22的连接处设有O型密封圈8。
所述点火触发机构3包括点火管31、黑火药32、扩焰药33和导火索34，所述点火管31安装在所述阀本体21的外侧，且所述点火管31与位于所述滑动体26与所述螺盖24之间的通孔相连通，所述滑动体26与所述螺盖24之间的通孔中设有所述黑火药32，所述点火管31靠近所述滑动体26与所述螺盖24之间的通孔的一端内设有所述扩焰药33，扩焰药33靠近黑火药32，所述点火管31内还设有所述导火索34，所述导火索34为所述点火触发机构3的点火端，所述导火索34的一端与所述扩焰药33相接触，所述导火索34的另一端伸出所述点火管31外且对准固体火箭发动机5尾部的喷管内孔6。所述点火管31端部可拆卸连接有保护盖35，所述导火索34的另一端在非工作状态时位于所述保护盖35中。所述导火索34的燃烧时间和固体火箭发动机5的工作时间相同。所述螺盖24与所述黑火药32相接触的一面上铺设有绸布36。
所述自锁机构4包括紧定螺钉41、锁销42和压缩弹簧43，所述阀本体21上设有与所述通孔连通的定位孔，且所述滑动体26覆盖在所述定位孔靠近所述通孔的一端上，所述紧定螺钉41安装在所述阀本体21的定位孔远离通孔的一端内，所述锁销42安装在所述阀本体21的定位孔靠近通孔的一端内，且所述锁销42的一端顶在所述滑动体26上，所述锁销42的另一端通过所述压缩弹簧43与所述紧定螺钉41相连。
本发明一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置的工作原理为：固体火箭发动机从喷管内孔中喷射出的高温火焰点燃安装在固体火箭发动机尾部的灭火降温装置上的导火索，导火索的燃烧时间和固体火箭发动机的工作时间保持一致，固体火箭发动机工作完毕的同时，导火索燃烧完毕并点燃扩焰药，由扩焰药点燃黑火药产生高压气体推动滑动体，再由滑动体推动阀芯开启罐体的开口，在此过程中，当滑动体移动至锁销的边缘处时，锁销在压缩弹簧的推力作用下向下移动，挡住滑动体回移，从而锁定滑动体，使阀芯处于开启状态下，罐体内的气体通过喷嘴对准喷管内孔喷射达到灭火、降温的目的，防止造成次生火灾。
本发明一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置是针对固体火箭发动机工作完毕后的余焰及喷管、喷管座处的高温易造成次生火灾的情况提出的，填补我国消防灭火装置的空白，对于及时扑灭各类大面积火灾，保证现场人员和财产的安全起到重要作用，具有广泛的应用前景。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：包括罐体(1)、喷气阀(2)、点火触发机构(3)和自锁机构(4)，所述喷气阀(2)安装在所述罐体(1)的开口上，所述点火触发机构(3)安装在所述喷气阀(2)上用于触发所述喷气阀(2)开启，所述自锁机构(4)安装在所述喷气阀(2)上用于锁定所述喷气阀(2)处于开启状态，所述喷气阀(2)的喷气口和点火触发机构(3)的点火端在工作状态时均对准固体火箭发动机(5)尾部的喷管内孔(6)。
2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：所述喷气阀(2)包括阀本体(21)、阀座(22)、阀芯(23)、螺盖(24)、喷嘴(25)和滑动体(26)，所述阀本体(21)上设有轴向的通孔，所述阀本体(21)轴向安装在所述罐体(1)的开口上，所述阀座(22)密封安装在所述通孔靠近所述罐体(1)的开口的一端内，所述阀芯(23)贯穿在所述阀座(22)内，所述螺盖(24)密封固定在所述通孔远离所述罐体(1)的开口处的一端内，所述喷嘴(25)为喷气阀(2)的喷气口,所述喷嘴(25)的一端依次穿过所述阀本体(21)和阀座(22)且靠近所述阀芯(23)，所述喷嘴(25)的另一端对准固体火箭发动机(5)尾部的喷管内孔(6)，所述滑动体(26)安装在所述阀本体(21)的通孔中且与所述阀芯(23)远离所述罐体(1)的开口的一端连接。
3.根据权利要求2所述的一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：所述阀本体(21)与所述罐体(1)的开口的连接处设有密封垫(7)。
4.根据权利要求2所述的一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：所述阀芯(23)与所述阀座(22)的连接处设有O型密封圈(8)。
5.根据权利要求2至4任一项所述的一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：所述点火触发机构(3)包括点火管(31)、黑火药(32)、扩焰药(33)和导火索(34)，所述点火管(31)安装在所述阀本体(21)的外侧，且所述点火管(31)与位于所述滑动体(26)与所述螺盖(24)之间的通孔相连通，所述滑动体(26)与所述螺盖(24)之间的通孔中设有所述黑火药(32)，所述点火管(31)靠近所述滑动体(26)与所述螺盖(24)之间的通孔的一端内设有所述扩焰药(33)，所述点火管(31)内还设有所述导火索(34)，所述导火索(34)为所述点火触发机构(3)的点火端，所述导火索(34)的一端与所述扩焰药(33)相接触，所述导火索(34)的另一端伸出所述点火管(31)外且对准固体火箭发动机(5)尾部的喷管内孔(6)。
6.根据权利要求5所述的一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：所述点火管(31)端部可拆卸连接有保护盖(35)，所述导火索(34)的另一端在非工作状态时位于所述保护盖(35)中。
7.根据权利要求5所述的一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：所述导火索(34)的燃烧时间和固体火箭发动机(5)的工作时间相同。
8.根据权利要求5所述的一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：所述螺盖(24)与所述黑火药(32)相接触的一面上铺设有绸布(36)。
9.根据权利要求2至4任一项所述的一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：所述自锁机构(4)包括紧定螺钉(41)、锁销(42)和压缩弹簧(43)，所述阀本体(21)上设有与所述通孔连通的定位孔，且所述滑动体(26)覆盖在所述定位孔靠近所述通孔的一端上，所述紧定螺钉(41)安装在所述阀本体(21)的定位孔远离通孔的一端内，所述锁销(42)安装在所述阀本体(21)的定位孔靠近通孔的一端内，且所述锁销(42)的一端顶在所述滑动体(26)上，所述锁销(42)的另一端通过所述压缩弹簧(43)与所述紧定螺钉(41)相连。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610347910.6A CN105999589B (zh) | 2016-05-24 | 2016-05-24 | 一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610347910.6A CN105999589B (zh) | 2016-05-24 | 2016-05-24 | 一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN105999589A CN105999589A (zh) | 2016-10-12 |
| CN105999589B true CN105999589B (zh) | 2018-11-06 |
Family
ID=57093529
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201610347910.6A Active CN105999589B (zh) | 2016-05-24 | 2016-05-24 | 一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN105999589B (zh) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109675226B (zh) * | 2018-12-26 | 2020-12-08 | 中国煤炭科工集团太原研究院有限公司 | 一种防爆车辆用自动灭火系统 |
| CN111122166B (zh) * | 2019-12-17 | 2022-06-03 | 上海航天化工应用研究所 | 固体火箭发动机窒息、冷却装置 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102451531A (zh) * | 2010-10-27 | 2012-05-16 | 林滨 | 智能灭火弹 |
| CN103133183A (zh) * | 2013-02-06 | 2013-06-05 | 北京航天试验技术研究所 | 一种火箭发动机推力室低温氢气安全处理装置 |
| CN203291417U (zh) * | 2013-06-09 | 2013-11-20 | 中国船舶重工集团公司第七一三研究所 | 高层灭火装置 |
| CN105126279A (zh) * | 2015-08-26 | 2015-12-09 | 安徽芯核防务装备技术股份有限公司 | 一种用于森林树冠火的灭火航弹 |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20070007021A1 (en) * | 2005-07-11 | 2007-01-11 | Colin Regan | Fire retardent smart bombs |
| US20090250229A1 (en) * | 2008-04-02 | 2009-10-08 | Willner Byron J | Fire retardation missile system and method |
-
2016
- 2016-05-24 CN CN201610347910.6A patent/CN105999589B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102451531A (zh) * | 2010-10-27 | 2012-05-16 | 林滨 | 智能灭火弹 |
| CN103133183A (zh) * | 2013-02-06 | 2013-06-05 | 北京航天试验技术研究所 | 一种火箭发动机推力室低温氢气安全处理装置 |
| CN203291417U (zh) * | 2013-06-09 | 2013-11-20 | 中国船舶重工集团公司第七一三研究所 | 高层灭火装置 |
| CN105126279A (zh) * | 2015-08-26 | 2015-12-09 | 安徽芯核防务装备技术股份有限公司 | 一种用于森林树冠火的灭火航弹 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN105999589A (zh) | 2016-10-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107269424B (zh) | 一种固体火箭发动机二次点火结构 | |
| EP2881148B1 (en) | Unidirectional, sprinkler-type,high-explosive-fragmentation-free fire-extinguishing bomb | |
| CN104930933B (zh) | 二氧化碳起爆器 | |
| EP1488829A1 (en) | Hybrid fire extinguisher | |
| CN206221059U (zh) | 发动机 | |
| CN105999589B (zh) | 一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置 | |
| CN104806381B (zh) | 固液火箭发动机点火器及其头部出线方法 | |
| CN104791135B (zh) | 固液火箭发动机点火器 | |
| KR100877357B1 (ko) | 에어실린더식 자동소화기 | |
| US2945344A (en) | Gas generator adapted for on-off operation | |
| US2959007A (en) | Jet engine ignition system utilizing pyrophoric fuel | |
| RU2631097C1 (ru) | Устройство для подачи текучей рабочей среды | |
| KR101268393B1 (ko) | 하이브리드 추진기관 | |
| US4231282A (en) | Ignition system | |
| CN211399811U (zh) | 一种新型安全型高空点火器 | |
| US8006602B2 (en) | Combustion powered pneumatic augmented gun | |
| US3034568A (en) | Flame thrower | |
| RU2351788C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, воспламенитель твердотопливного заряда и сопловой блок ракетного двигателя | |
| CN111481857B (zh) | 一种灭火弹发射装置 | |
| RU2695481C1 (ru) | Герметичный затвор буксировочного ракетного двигателя катапультно-амортизационной системы | |
| CN109795708A (zh) | 一种直线加速动力装置 | |
| CN104930932B (zh) | 二氧化碳起爆器 | |
| CN2314823Y (zh) | 燃气消防炮 | |
| CN211033027U (zh) | 一种用于消防弹抛洒的动力源 | |
| CN216798561U (zh) | 动力发射装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |