一种航空航天液体推进器用助推装置的制作方法

[0001]
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：

[0002]
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。


技术实现要素：

[0003]
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。
[0004]
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。
[0005]
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。
[0006]
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。
[0007]
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。
[0008]
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。
[0009]
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。
[0010]
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；2、通过在锥型喷出管与副喷出管的一端套接易燃的防尘盖，可以在不使用时避免灰尘等杂物进入喷出管中，也可以预防一些动物进入喷出口，当推进装置运作时火焰喷出将防尘盖融化，即可进行起飞，不需要单独取下节约时间，避免出现不必要的损伤。
附图说明
[0011]
图1为本发明提出的一种航空航天液体推进器用助推装置的结构示意图；图2为本发明提出的一种航空航天液体推进器用助推装置锥型喷出管的结构示意图；图3为本发明提出的一种航空航天液体推进器用助推装置右辅助装置的结构示意图。
[0012]
图中：1外壳、2燃油室、3左辅助装置、4推力控制装置、5防热环、6上密封板、7点火装置、8隔热层、9燃气通道、10右辅助装置、11下密封板、12支撑杆、13锥型喷出管、14防尘盖、15弧形顶盖、16导流板、17副喷出管、18密封环。
具体实施方式
[0013]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
[0014]
实施例1，参照图1-3，一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；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，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，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，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，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。
[0015]
将液体燃料注入燃油室2，点火装置7启动将燃油点燃，产生的气体和热量通过燃气通道9从锥型喷出管13喷出实现助推，通过在主推装置两侧设置左辅助装置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3与右辅助装置10一侧外壁设置导流板16能进一步降低空气阻力，提高推进装置的动力，通过在锥型喷出管13与副喷出管17的一端套接易燃的防尘盖14，可以在不使用时避免灰尘等杂物进入喷出管中，也可以预防一些动物进入喷出口，当推进装置运作时火焰喷出将防尘盖14融化，即可进行起飞，不需要单独取下节约时间，避免出现不必要的损伤。
[0016]
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

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