【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种推力线可调结构固体火箭助推器，属于固体火箭助推器。
技术介绍
1、
2、目前无人机市场火箭助推器与无人机连接多采用机腹下发单发助推。但限于有限空间集群发射，采用单发机腹下发安装方式，会导致有限装机量减少30％左右，且推力轴线无法调整。为此，我们提出了一种挂载在无人机的火箭助推器，国内无人机在采用火箭助推式发射时，多采用单发锥式接口火箭助推。
技术实现思路
1、本专利技术的目的是为了解决传统无人机的火箭助推器推力轴线无法调整的技术难点，而提供一种推力线可调结构固体火箭助推器。
2、本专利技术的目的是通过以下技术方案实现的：
3、本专利技术的一种推力线可调结构固体火箭助推器，燃烧室壳体、封装在所述燃烧室壳体内腔的助推器装药、封装在所述燃烧室壳体前端的前顶盖、安装在所述燃烧室壳体的喷管组件，以及设置在所述燃烧室壳体内腔位于所述助推器装药前端的点火组件；
4、所述燃烧室壳体的前端侧壁设有前连接支架，所述燃烧室壳体中部侧壁设有后连接支架；所述前连接支架的上端水平开有一个固定轴连接孔，所述后连接支架的上端水平开有一组竖直分布的可选轴连接孔；所述前连接支架通过固定轴连接孔铰接在无人机机腹前端，所述后连接支架通过可选轴连接孔铰接在无人机机腹后端；通过选择所述后连接支架上不同竖直位置的可选轴连接孔与无人机机腹后端连接，实现调节所述火箭助推器的轴线与无人机机腹定位面的角度。
5、有益效果
6、本专利技术的火箭助推
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1.一种推力线可调结构固体火箭助推器，燃烧室壳体、封装在所述燃烧室壳体内腔的助推器装药、封装在所述燃烧室壳体前端的前顶盖、安装在所述燃烧室壳体的喷管组件，以及设置在所述燃烧室壳体内腔位于所述助推器装药前端的点火组件；
【技术特征摘要】
1.一种推力线可调结构固体火箭助推器，燃烧室壳体、封装在所述燃烧室壳体内腔的助推器装药、封装在所述燃烧室壳体...
【专利技术属性】
技术研发人员：温志伟，屈满意，魏晓林，王庆华，李万辉，任晓斌，高康健，麻晓考，郝雁军，王艳，吴子隆，冀俊昕，赵国祯，王天龙，高霞，
申请(专利权)人：山西北方兴安化学工业有限公司，
类型：发明
国别省市：
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