1.一种火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，包括：固定座（1），设置在无人机头部上；

安装部（2），其一端与所述固定座（1）可拆卸连接；

驱动部（3），能够推动所述安装部（2）移动；

连接部（4），设置在所述安装部（2）与所述驱动部（3）之间，能够调节驱动部（3）与所述安装部（2）之间的距离和/或角度。

2.根据权利要求1所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述固定座（1）上具有安装槽，所述安装部（2）的一端能够进入或退出所述安装槽。

3.根据权利要求2所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述安装部（2）通过螺栓与所述固定座（1）可拆卸连接，其中，所述安装部（2）与所述固定座（1）上皆具有贯通其两侧壁的螺纹孔，所述螺栓穿设于所述螺纹孔中。

4.根据权利要求2所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述安装部（2）通过螺纹与所述固定座（1）可拆卸连接。

5.根据权利要求2所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述安装部（2）包括：安装柱（21），包括圆柱形结构；

安装座（22），与所述安装柱（21）远离所述安装槽的一端连接。

6.根据权利要求5所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述驱动部（3）包括：壳体（31），包括壳壁和由所述壳壁限定形成的能够存储燃料的容纳腔体；

通道/开口，与所述容纳腔体连通且设置在所述壳体（31）的侧壁上。

7.根据权利要求6所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述壳体（31）包括圆柱形结构，且其周向侧壁上设有环形板（32）。

8.根据权利要求7所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述连接部（4）包括：连接杆（41），设置在所述安装座（22）上，且所述连接杆（41）为中空结构，其内壁上具有内丝；

丝杠（42），与所述内丝相适配，且所述丝杠（42）的一端穿设于所述连接杆（41）内；

球铰链（43），设置在所述丝杠（42）的另一端上且与所述环形板（32）连接。

9.根据权利要求8所述的火箭助推无人机推力线调整装置，其特征在于，所述安装部（2）与所述驱动部（3）之间设有三组所述连接部（4），三组所述连接部（4）沿所述安装部（2）的径向方向等距分布排列设置。