一种带燃气舵的飞行器尾端防火结构的制作方法

本发明涉及一种飞行器尾端防火结构，具体是指一种带燃气舵的飞行器尾端防火结构，可有效降低燃气舵面偏转时发动机回火对飞行器尾部设备的影响，属于飞行器结构设计领域。

背景技术：

燃气舵是一种推力矢量控制装置，安装于飞行器的发动机喷管内，通过控制发动机的喷流方向实现飞行器姿态稳定控制或快速转弯。目前，新型的飞行器为了进一步减轻重量，已经不再使用传统的燃气舵舱，而是采用四个独立的燃气舵组件安装在飞行器尾端。

当燃气舵面偏转时，发动机回火将直接作用在飞行器尾部舱段端面，且有可能从尾部舱段与发动机喷管之间的缝隙进入舱段内部，进而烧毁舱段内的电缆、电子器件等，影响飞行器飞行的可靠性。

基于上述，目前需要考虑在飞行器的尾部增加防护措施的设计，从而有效阻隔发动机回火对飞行器的影响。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种带燃气舵的飞行器尾端防火结构，既能保护飞行器尾舱及其表面不被发动机回火直接烧蚀，同时能够承受发动机喷流的轴向力。

为实现上述目的，本发明提供一种带燃气舵的飞行器尾端防火结构，包含：防护组件，固定安装在飞行器尾端，并环绕设置在发动机喷管的外侧，且与发动机喷管的外形相契合；燃气舵组件，固定安装在防护组件上方，并覆盖设置在发动机喷管的顶端，且与发动机喷管的外形相契合；其中，所述的防护组件、燃气舵组件与发动机喷管之间形成狭长缝隙状的回火路径，可快速熄灭进入其中的发动机回火。

所述的防护组件包含：防护板，呈环状，且截面呈z型，环绕设置在发动机喷管的外侧；其中，该防护板的底部横端伸入并覆盖发动机喷管的底部；支撑环，通过轴向螺钉固定设置在防护板的顶部横端下方，将防护板与支撑环连接形成防护组件，并通过径向螺钉将该防护组件固定设置在飞行器尾端。

所述的防护板采用耐烧蚀材料制成。

所述的防护板的中部竖段的内侧面与发动机喷管之间为间隙配合，其中设置ｏ型密封圈进行密封。

在所述的ｏ型密封圈设置位置的下部外侧缝隙处填充高温硅胶。

所述的防护板的顶部横端的内侧设置有第一环状凸台。

所述的燃气舵组件包含：燃气舵支架，固定设置在防护板的顶部横端上方；燃气舵面，固定设置在燃气舵支架的内侧；燃气舵护板，套设在燃气舵面的外侧，且底部与发动机喷管的外形相契合。

所述的发动机喷管的顶部与防护板之间设置有环状凹槽，所述的燃气舵护板的底部设置有第二环状凸台，伸入环状凹槽设置，且与环状凹槽的底部之间形成缝隙。

所述的防护板、燃气舵护板与发动机喷管之间形成狭长缝隙状的回火路径，且具有多个弯折，该回火路径最狭窄处的宽度为1mm，可迅速熄灭进入其中的发动机回火。

综上所述，本发明所提供的带燃气舵的飞行器尾端防火结构，能够将燃气舵组件在受发动机火焰冲刷过程中产生的轴向力传递至飞行器舱段结构，使得燃气舵组件能够完全承受发动机喷流的轴向力；并且通过在防护板、燃气舵护板与发动机喷管之间形成狭长复杂的缝隙状回火路径，能迅速熄灭进入其中的发动机回火，保护飞行器尾舱及其表面不被发动机回火直接烧蚀。

附图说明

图1为本发明中的带燃气舵的飞行器尾端防火结构的示意图；

图2为本发明中的发动机回火路径的示意图；

图3为本发明中的防护板的示意图。

具体实施方式

以下结合图1～图3，详细说明本发明的一个优选实施例。

如图1所示，为本发明所提供的带燃气舵的飞行器尾端防火结构，包含：防护组件，固定安装在飞行器尾端，并环绕设置在发动机喷管3的外侧，且与发动机喷管3的外形相契合；燃气舵组件，固定安装在防护组件上方，并覆盖设置在发动机喷管3的顶端，且与发动机喷管3的外形相契合；其中，所述的防护组件、燃气舵组件与发动机喷管3之间形成狭长缝隙状的回火路径8，可快速熄灭进入其中的发动机回火。因此，本发明所述的防火结构既能保护飞行器尾舱及其表面不被发动机回火直接烧蚀，又能够将燃气舵组件在受发动机火焰冲刷过程中产生的轴向力传递至飞行器舱段结构，从而使得燃气舵组件能够完全承受发动机喷流的轴向力。

如图2所示，所述的防护组件包含：防护板1，呈环状，且截面呈z型，环绕设置在发动机喷管3的外侧，其中，该防护板1的底部横端11伸入并覆盖发动机喷管3的底部；支撑环2，通过轴向螺钉固定设置在防护板1的顶部横端13下方，将防护板1与支撑环2连接形成防护组件，并通过径向螺钉将该防护组件固定设置在飞行器尾端。

本实施例中，所述的防护板1采用耐烧蚀材料制成，所述的支撑环2采用金属材料制成。

所述的防护板1的中部竖段12的内侧面与发动机喷管3之间为间隙配合，其中设置ｏ型密封圈7进行密封，避免飞行器舱段因内外压差引起的喘息效应而吸收外部热量。

本实施例中，在所述的发动机喷管3上开设密封圈沟槽，该密封圈沟槽截面尺寸为4.5mm×7.1mm；采用尺寸为φ160mm×φ5.3mm的ｏ型密封圈7，并将其安装在该密封圈沟槽内进行径向密封，该o型密封圈7的压缩量为13.8%。

在所述的ｏ型密封圈7设置位置的下部外侧缝隙处填充高温硅胶，可进一步隔绝飞行器内外气体交换，避免由于气压差而产生的喘息效应，减少飞行器舱内的热量来源。

如图2和图3所示，所述的防护板1的顶部横端13的内侧设置有第一环状凸台14，用于对发动机喷流进行导向，减少发动机回火在防护板1端面上的烧蚀面积。

本实施例中，所述的环状凸台14的高为4mm，宽为2mm。

如图1所示，所述的燃气舵组件包含：燃气舵支架4，固定设置在防护板1的顶部横端13上方；燃气舵面5，固定设置在燃气舵支架4的内侧；燃气舵护板6，套设在燃气舵面5的外侧，且底部与发动机喷管3的外形相契合。

所述的发动机喷管3的顶部与防护板1之间设置有环状凹槽，所述的燃气舵护板6的底部设置有第二环状凸台，伸入环状凹槽设置，且与环状凹槽的底部之间形成缝隙。

本实施例中，所述的环状凹槽的宽为4mm，深为5mm；所述的第二环状凸台的宽为4mm，高为2.5mm；因此，该第二环状凸台的大小能够匹配的伸入环状凹槽，且与环状凹槽的底部形成2.5mm的缝隙。

如图2所示，所述的防护板1、燃气舵护板6与发动机喷管3之间形成狭长缝隙状的回火路径8，且具有多个弯折（由防护板1的底部横端11伸入发动机喷管3的底部形成，以及由第二环状凸台伸入环状凹槽形成），使得该回火路径较为复杂，呈“迷宫”状；并且其中采用了ｏ型密封圈7和高温硅胶进行径向密封，因此在本实施例中，该回火路径8最长直线段为19mm，且最狭窄处的宽度仅为1mm；也就是说，即使当发动机回火进入该回火路径8中之后，由于其中空气含量低、长度较长且弯折较多，因此该发动机回火将会被迅速熄灭，从而无法达到飞行器舱段内部，也就不会损坏舱内设备。

综上所述，本发明所提供的带燃气舵的飞行器尾端防火结构，能够将燃气舵组件在受发动机火焰冲刷过程中产生的轴向力传递至飞行器舱段结构，使得燃气舵组件能够完全承受发动机喷流的轴向力；并且通过在防护板、燃气舵护板与发动机喷管之间形成狭长复杂的缝隙状回火路径，能迅速熄灭进入其中的发动机回火，保护飞行器尾舱及其表面不被发动机回火直接烧蚀。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。