[发明专利]一种航空航天液体推进器用助推装置

说明书

本发明公开了一种航空航天液体推进器用助推装置，包括主推装置、左辅助装置与右辅助装置，其特征在于，所述主推装置包括外壳，所述外壳内壁焊接有隔热层，所述外壳顶部焊接有上密封板，且上密封板底壁内壁焊接有燃烧室，所述燃烧室中间设置有燃气通道，且燃气通道顶部内壁焊接有点火装置，燃气通道远离点火装置的一端套接有推力控制装置，且推力控制装置一端套接有锥型喷出管。本发明通过在主推装置两侧设置左辅助装置与右辅助装置，且左辅助装置与右辅助装置的内结构与主推装置相同，所以在启动装置时能够起到辅助助推的作用，且将顶盖设置为流线型，能够减小风的阻力，在左辅助装置与右辅助装置一侧外壁设置导流板能进一步降低空气阻力。

技术领域

本发明涉及航空航天液体推进器技术领域，尤其涉及一种航空航天液体推进器用助推装置。

背景技术

液体火箭推进剂是一种液态物质或几种液态物质的组合，它们能进行放热的化学反应，形成高温的反应产物，推进剂组元是指单独贮存并单独向发动机供给的液体火箭推进剂的组成部分，如液体氧化剂组元液氧和硝酸等，液体燃料组元煤油RP-1、酒精和液氢等，推进剂的选择是发动机设计过程中的一个重要步骤，推进剂选择得合适与否对发动机系统的性能和部件的设计原则都有很大影响，除此之外还要考虑价格、供应、处理及贮存等方面的问题，液体推进剂是液体火箭发动机的能源和工质，在国内外航天发射领域普遍应用，国内航天发射场常用的液体推进剂有肼类推进剂（偏二甲肼、无水肼、甲基肼、单推-3）、硝基类推进剂（四氧化二氮、绿色四氧化二氮、红烟硝酸）、液氢、液氧等，液体战略导弹火箭发动机比冲较高,推力大,推进剂流量可调节,能准确控制关机时间。液体导弹有推进剂贮箱和增压、输送系统，发动机还有喷注器和冷却系统等。因此，结构复杂，体积较大，推进剂需有专用的运输、贮存、化验和加注设备,增加了地面设备,影响导弹的机动性，助推装置是一种动力装置，内含燃料，推动火箭、飞船升天，根据助推器所使用的燃料的不同，可以将助推器分为液体火箭助推器和固体火箭助推器，现有的单一推进装置推进时的动力不佳，且在不使用时容易堆积灰尘在喷出管，影响发射效果。

发明内容

基于背景技术存在的技术问题，本发明提出了一种航空航天液体推进器用助推装置。

本发明提出的一种航空航天液体推进器用助推装置，包括主推装置、左辅助装置与右辅助装置，其特征在于，所述主推装置包括外壳，所述外壳内壁焊接有隔热层，所述外壳顶部焊接有上密封板，且上密封板底壁内壁焊接有燃烧室，所述燃烧室中间设置有燃气通道，且燃气通道顶部内壁焊接有点火装置，所述燃气通道远离点火装置的一端套接有推力控制装置，且推力控制装置一端套接有锥型喷出管，所述外壳底部焊接有弧形下密封板，且下密封板套接有锥型喷出管，所述锥型喷出管一侧外壁套接有防热环，所述外壳两侧外壁分别焊接有左辅助装置与右辅助装置，且左辅助装置与右辅助装置结构相同，所述右辅助装置内部结构与主推装置相同，所述右辅助装置顶部焊接有弧形顶盖，且右辅助装置的推力控制装置一端套接有锥形副喷出管，所述副喷出管一侧外壁套接有密封环。

优选地，所述下密封板底部内壁开设有安装孔，且安装孔套接有锥型喷出管一端。

优选地，所述防热环两侧外壁均焊接有支撑杆，且支撑杆远离防热环的一端焊接于下密封板底部外壁。

优选地，所述弧形顶盖一侧外壁为流线型结构，且弧形顶盖与右辅助装置连接处套设有密封环。

优选地，所述锥型喷出管与副喷出管底部均卡接有防尘盖，且防尘盖为易燃材质。

优选地，所述左辅助装置、推力控制装置、点火装置与右辅助装置均通过导线连接开关，且开关通过导线连接火箭电源。

本发明的有益效果为：

1、通过在主推装置两侧设置左辅助装置与右辅助装置，且左辅助装置与右辅助装置的内结构与主推装置相同，所以在启动装置时能够起到辅助助推的作用，且将顶盖设置为流线型，能够减小风的阻力，在左辅助装置与右辅助装置一侧外壁设置导流板能进一步降低空气阻力，提高推进装置的动力；