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大飞机用固体火箭发动机起飞助推器
| 专利名称： | 大飞机用固体火箭发动机起飞助推器 |
| 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。 |
| 专利类型： | 实用新型 |
| 国家地区组织代码： | 陕西;61 |
| 申请人： | 西安航天动力技术研究所 |
| 发明人： | 邢广义;张焱;郝艳莉;王小妮;王芳;李晖;王珂;金少英;徐国栋 |
| 专利状态： | 有效 |
| 申请日期： | 2016-05-12T00:00:00+0800 |
| 发布日期： | 2019-01-01T00:00:00+0800 |
| 申请号： | CN201620433529.7 |
| 公开号： | CN205918517U |
| 代理机构： | 北京理工大学专利中心 11120 |
| 代理人： | 仇蕾安;李爱英 |
| 分类号： | F02K9/76(2006.01)I |
| 申请人地址： | 710025 陕西省西安市田王特字1号 |
| 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。 |
| 所属类别： | 实用新型 |
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