[发明专利]一种航空航天液体推进器用助推装置

权利要求书

1.一种航空航天液体推进器用助推装置，包括主推装置、左辅助装置（3）与右辅助装置（10），其特征在于，所述主推装置包括外壳（1），所述外壳（1）内壁焊接有隔热层（8），所述外壳（1）顶部焊接有上密封板（6），且上密封板（6）底壁内壁焊接有燃烧室（2），所述燃烧室中间设置有燃气通道（9），且燃气通道（9）顶部内壁焊接有点火装置（7），所述燃气通道（9）远离点火装置（7）的一端套接有推力控制装置（4），且推力控制装置（4）一端套接有锥型喷出管（13），所述外壳（1）底部焊接有弧形下密封板（11），且下密封板（11）套接有锥型喷出管（13），所述锥型喷出管（13）一侧外壁套接有防热环（5），所述外壳（1）两侧外壁分别焊接有左辅助装置（3）与右辅助装置（10），且左辅助装置（3）与右辅助装置（10）结构相同，所述右辅助装置（10）内部结构与主推装置相同，所述右辅助装置（10）顶部焊接有弧形顶盖（15），且右辅助装置（10）的推力控制装置（4）一端套接有锥形副喷出管（17），所述副喷出管（17）一侧外壁套接有密封环（18）。

2.根据权利要求1所述的一种航空航天液体推进器用助推装置，其特征在于，所述下密封板（11）底部内壁开设有安装孔，且安装孔套接有锥型喷出管（13）一端。

3.根据权利要求1所述的一种航空航天液体推进器用助推装置，其特征在于，所述防热环（5）两侧外壁均焊接有支撑杆（12），且支撑杆（12）远离防热环（5）的一端焊接于下密封板（11）底部外壁。

4.根据权利要求1所述的一种航空航天液体推进器用助推装置，其特征在于，所述弧形顶盖（15）一侧外壁为流线型结构，且弧形顶盖（15）与右辅助装置（10）连接处套设有密封环。

5.根据权利要求1所述的一种航空航天液体推进器用助推装置，其特征在于，所述锥型喷出管（13）与副喷出管（17）底部均卡接有防尘盖（14），且防尘盖（14）为易燃材质。

6.根据权利要求1所述的一种航空航天液体推进器用助推装置，其特征在于，所述左辅助装置（3）、推力控制装置（4）、点火装置（7）与右辅助装置（10）均通过导线连接开关，且开关通过导线连接火箭电源。