1.一种航天器推力器开敞式圆台隔热装置，其特征在于，包括一个隔热屏支架(3)和隔热屏组件，且每一个推力器均对应一个隔热装置；所述隔热屏支架为一端封闭一端开放的圆台型壳体，上底面为封闭端，下底面为开放端，上底面上有使推力器穿过的中心孔，位于一侧贯穿上下底面的缺口形成扇环形的上底面和开敞的侧面；所述隔热屏组件包括身部隔热屏(2)和顶部隔热屏(1)；所述身部隔热屏(2)与隔热屏支架(3)内侧面的形状一致；所述顶部隔热屏(1)是与隔热屏支架(3)上底面对应的平面结构，且其上有使推力器穿过的中心孔；身部隔热屏(2)与顶部隔热屏(1)在对应部分缝合连接；隔热屏组件固连于隔热屏支架(3)的内侧；隔热屏支架(3)与推力器同轴安装，并将隔热屏支架(3)的顶部与航天器本体表面固连。
2.如权利要求1所述的航天器推力器开敞式圆台隔热装置，其特征在于，若圆台型壳体的下底面直径大于两推力器中心轴的距离，多个隔热屏支架(3)在相邻一侧用耐高温丝依次平滑连接。
3.如权利要求1或2所述的航天器推力器开敞式圆台隔热装置，其特征在于，隔热屏组件为沿着厚度方向根据温度梯度化得到的多层隔热组件，或为纳米气凝胶、耐高温隔热毡等在大气环境中也具有良好隔热效果的其他材料。
4.如权利要求1或2所述的航天器推力器开敞式圆台隔热装置，其特征在于，隔热屏支架(3)与隔热屏组件间的固连方式为：通过隔热紧固件(9)组合安装，所述隔热紧固件为钛螺钉、耐高温不锈钢大垫片、钛套管、钛合金垫片、隔热屏支架、聚酰亚胺垫片、自锁螺母；或者将通过外套隔热套管的耐高温丝(11)穿透高温隔热屏，透过隔热屏支架上的通孔缠绕固定，并处于蓬松状态。
5.如权利要求1或2所述的航天器推力器开敞式锥面隔热装置，其特征在于，隔热屏支架(3)的身部为减重结构。