【技術實現步驟摘要】
本技術涉及助推器分離領域，具體是指一種利用固體火箭發動機反沖作用力的分離裝置。
技術介紹
1、助推分離系統技術背景主要涉及到飛行器在大氣層內或大氣層外空間飛行的需求。飛行器可以分為航空器、航天器、火箭和導彈等類型。航空器如氣球、飛艇、飛機等，它們依靠空氣的靜浮力或空氣相對運動產生的空氣動力升空飛行。而航天器，如人造地球衛星、載人飛船、空間探測器、航天飛機等，通常在運載火箭的推動下獲得必要的速度進入太空，然后依靠慣性做與天體類似的軌道運動。
2、然而，現有的飛行器在安裝和分離助推器時結構復雜，耗費時間較長，這成為了一個需要解決的技術問題。
3、現有的助推分離大多使用爆炸螺栓進行分離，對于小型飛行器容易造成損傷，現急需一種溫和的分離方式。
技術實現思路
1、本技術要解決的技術問題是克服上述缺陷，提供一種利用固體火箭發動機反沖作用力的分離裝置。
2、為解決上述技術問題，本技術提供的技術方案為：一種利用固體火箭發動機反沖作用力的分離裝置，包括：
3、發動機頭部封頭，所述發動機頭部封頭一側設置有發動機端連接組件；
4、固定組件，所述固定組件設置于發動機頭部封頭遠離發動機端連接組件的一側；
5、飛行器，所述發動機頭部封頭一端設置有飛行器；
6、飛行器端連接組件，所述飛行器靠近發動機頭部封頭的一側設置有飛行器端連接組件；
7、分離組件，所述分離組件設置于發動機端連接組件和飛行器端連接組件相互靠近的一側
8、作為改進，所述發動機端連接組件包括：
9、發動機端推力裙，所述發動機端推力裙固定連接于發動機頭部封頭靠近飛行器的一端；
10、燃氣通道，所述燃氣通道一端延伸至發動機頭部封頭遠離飛行器的一端，所述燃氣通道貫穿發動機頭部封頭，所述燃氣通道一端延伸至飛行器內部；
11、外層密封隔熱涂層，所述外層密封隔熱涂層設置于發動機頭部封頭外側。
12、作為改進，所述固定組件包括：
13、螺紋孔，所述螺紋孔開設于發動機頭部封頭遠離飛行器的一端；
14、內隔熱涂層，所述內隔熱涂層設置于螺紋孔內部。
15、作為改進，所述飛行器端連接組件包括：
16、飛行器端推力裙，所述飛行器端推力裙固定連接于飛行器靠近發動機頭部封頭的一端，所述飛行器端推力裙和發動機端推力裙相互貼合；
17、瓣式分離扣卡槽，所述發動機頭部封頭和飛行器相互靠近的一側皆開設有瓣式分離扣卡槽；
18、燃氣通孔，若干個所述燃氣通孔開設于瓣式分離扣卡槽內部，所述燃氣通孔和燃氣通道相互貫通。
19、作為改進，所述飛行器端分離組件包括：
20、瓣式分離扣，若干個所述瓣式分離扣插接于飛行器端推力裙和發動機端推力裙的外側，所述瓣式分離扣插接于瓣式分離扣卡槽的內部，若干個所述瓣式分離扣呈環形分布；
21、斷裂銷孔，所述斷裂銷孔開設于瓣式分離扣靠近和飛行器相互靠近的一側；
22、爆破推力面，所述瓣式分離扣相互靠近的一側兩端；
23、瓣式分離扣密封結構，所述瓣式分離扣密封結構設置于瓣式分離扣相互靠近的一側中部；
24、瓣式分離扣閉鎖面，所述瓣式分離扣閉鎖面設置于瓣式分離扣密封結構的內部兩側；
25、斷裂銷，所述斷裂銷設置于斷裂銷孔內部。
26、本技術與現有技術相比的優點在于：本技術通過將斷裂銷插接于斷裂銷孔的內部后，若干個呈環形分布的瓣式分離扣插接于發動機端推力裙和飛行器端推力裙的外側來將固體火箭發動機與飛行器相互連接，在固體火箭發動機燃燒至末端時，燃氣通過燃氣通道進入燃氣通孔，燃氣通孔引導燃氣，燃氣通孔引導的燃氣作用于爆破推力面，通過燃氣的推力將斷裂銷擊碎，斷裂銷被擊碎后失去固定進行分離，發動機端推力裙和飛行器端推力裙相互分離，使固體火箭發動機與飛行器相互分離，分離過程更加溫和，且是一種全新的分離方式。
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1.一種利用固體火箭發動機反沖作用力的分離裝置，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的一種利用固體火箭發動機反沖作用力的分離裝置，其特征在于，所述發動機端連接組件(1.0)包括：
3.根據權利要求1所述的一種利用固體火箭發動機反沖作用力的分離裝置，其特征在于，所述固定組件(11)包括：
4.根據權利要求2所述的一種利用固體火箭發動機反沖作用力的分離裝置，其特征在于，所述飛行器端連接組件(4)包括：
5.根據權利要求2或4所述的一種利用固體火箭發動機反沖作用力的分離裝置，其特征在于，所述飛行器端分離組件(6)包括：
【技術特征摘要】
1.一種利用固體火箭發動機反沖作用力的分離裝置，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的一種利用固體火箭發動機反沖作用力的分離裝置，其特征在于，所述發動機端連接組件(1.0)包括：
3.根據權利要求1所述的一種利用固體火箭發動機反沖作用力的分離裝置，其特征在...
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