[实用新型]大飞机用固体火箭发动机起飞助推器有效
| 申请号： | 201620433529.7 | 申请日： | 2016-05-12 |
| 公开（公告）号： | CN205918517U | 公开（公告）日： | 2017-02-01 |
| 发明（设计）人： | 邢广义;张焱;郝艳莉;王小妮;王芳;李晖;王珂;金少英;徐国栋 | 申请（专利权）人： | 西安航天动力技术研究所 |
| 主分类号： | F02K9/76 | 分类号： | F02K9/76;B64D27/16 |
| 代理公司： | 北京理工大学专利中心11120 | 代理人： | 仇蕾安,李爱英 |
| 地址： | 710025*** | 国省代码： | 陕西;61 |
| 权利要求书： | 查看更多 | 说明书： | 查看更多 |
| 摘要： | 本实用新型属于飞机起飞技术领域，具体涉及一种发动机起飞助推器。大飞机用固体火箭发动机起飞助推器(201)，其技术方案是点火控制与脱落分离机构(101)安装在固体火箭发动机本体(102)的头部，喷管(103)安装在固体火箭发动机本体(102)的尾部，点火器(104)与点火控制与脱落分离机构(101)连接；起飞助推器(201)左右对称的挂载在大飞机(202)的尾部。本实用新型可以快速为大飞机在起飞阶段提供短时间大推力助力，缩短大飞机达到最低起飞速度，从而缩短起飞距离。 | ||
| 搜索关键词： | 飞机 固体 火箭发动机 起飞 助推器 | ||
【主权项】：
大飞机用固体火箭发动机起飞助推器(201)，它包括：固体火箭发动机本体(102)、点火器(104)、点火控制与脱落分离机构(101)以及喷管(103)；所述点火控制与脱落分离机构(101)安装在所述固体火箭发动机本体(102)的头部，所述喷管(103)安装在所述固体火箭发动机本体(102)的尾部，所述点火器(104)连接所述点火控制与脱落分离机构(101)；其特征在于：所述起飞助推器(201)左右对称的挂载在大飞机(202)的尾部。
下载完整专利技术内容需要扣除积分，VIP会员可以免费下载。
该专利技术资料仅供研究查看技术是否侵权等信息，商用须获得专利权人授权。该专利全部权利属于西安航天动力技术研究所，未经西安航天动力技术研究所许可，擅自商用是侵权行为。如果您想购买此专利、获得商业授权和技术合作，请联系【客服】
本文链接：http://www.vipzhuanli.com/patent/201620433529.7/，转载请声明来源钻瓜专利网。
- 上一篇：一种新型的湿式发动机缸套
- 下一篇：一种LNG发动机燃气输入喷嘴
