一种飞行器导焰结构的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明提出了一种飞行器导焰结构，属于航天飞行器热防护技术。
【背景技术】
[0002]航天飞行器为了达到高效飞行所采用的新型发动机，需要将其产生的尾焰通过尾喷管喷出体外。尾焰因具有高温、高压和高焓的特点，在喷出时短时间即可对尾喷管后面的飞行器结构造成烧毁，为了解决上述问题，需要设计一种可以与机体相连的导焰结构，满足上述条件下将尾焰从侧向排出机体，不影响机身后部的结构。目前该类型的航天飞行器所采用的发动机在全世界少有相关消息，与其相关的尾喷管的导焰结构设计还没有见到过报道。
【发明内容】
[0003]本发明的技术解决问题是:克服现有技术的不足，提出一种飞行器导焰结构，解决发动机尾喷管与导焰装置连接处的热防护问题以及尾端面的热防护问题，确保飞行器在飞行过程中尾喷管与导焰装置以及尾端面能够满足正常使用要求。
[0004]本发明的技术解决方案是:
[0005]—种飞行器导焰结构，包括:机身、过渡段、导焰槽、进气道和发动机；过渡段又包括隔热毡、第一连接件、第二连接件、密封件和陶瓷纤维布；
[0006]过渡段位于机身和导焰槽之间，将机身和导焰槽连接为一体，进气道位于机身的下腹部，发动机置于进气道内部，第一连接件和第二连接件均为框架结构，第一连接件的一端与机身的尾端固定连接，且第一连接件与机身之间有隔热毡，第一连接件的另一端有台阶状凸起，该台阶状凸起的根部设有凹槽，密封件置于所述凹槽内，环绕所述台阶状凸起一周，密封件与所述凹槽之间填充密封胶；第二连接件与第一连接件匹配连接，第二连接件还与导焰槽固定连接，第二连接件与第一连接件之间设有陶瓷纤维布，位于第二连接件与第一连接件之间的接触部分；导焰槽内部设有分流结构，发动机喷出的尾焰沿着进气道，经过过渡段，再通过导焰槽内部的分流结构进行分流，从导焰槽外部两侧喷出。
[0007]所述密封件包括柔性弹簧和高温棉，高温棉填充在柔性弹簧内部，柔性弹簧外部包覆有陶瓷纤维布。
[0008]导焰槽采用C/C复合材料。密封件的直径D为6?10mm。所述台阶状凸起的根部凹槽深度h为4?8mm，且满足D = h+2。所述陶瓷纤维布厚度为0.5?2mm。隔热毡的厚度为10?40mm。
[0009]本发明与现有技术相比具有的有益效果是:
[0010]本发明设计的导焰结构有效地解决了航天飞行器发动机尾喷管喷出的尾焰对机身后面结构产生的烧蚀影响，并提出了在机身后部与导焰结构之间采用的第一连接件和第二接件处的密封件，它可以有效地解决尾焰热流通过第一连接件与第二连接件之间的缝隙流出，烧毁机身后部附近的结构。
【附图说明】
[0011]图1为本发明导焰结构示意图；
[0012]图2为本发明过渡段结构示意图；
[0013]图3为本发明密封件结构示意图；
[0014]图4为本发明导焰槽结构示意图；
【具体实施方式】
[0015]航天飞行器采用的新型高效发动机尾喷管存在台阶导致两端处产生高压、高热流，中段压力、热流纵向区域稳定，最高热流为3600kW/m2，根据流动结构分析可知，通道内存在不同程度的压缩、膨胀、分离等流动结构，导致高压/高热流交替出现的现象。为了防止尾喷管喷出的尾焰对机身后部产生烧毁，设计了相应的导焰结构。
[0016]本发明主要考虑该类型飞行器尾喷管的一种导焰结构。该导焰结构具有将发动机尾喷管的热气流进行导焰分流，因而需要设计连接件及其热密封。在飞行器尾端面考虑尾喷管高温尾焰的影响，设计相应的热防护件，用以保护机身。
[0017]如图1、2、4所示，本发明提供的飞行器导焰结构，包括:机身1、过渡段2、导焰槽3、进气道4和发动机5 ;过渡段2又包括隔热毡21、第一连接件22、第二连接件23、密封件24和陶瓷纤维布25 ；
[0018]过渡段2位于机身1和导焰槽3之间，将机身1和导焰槽3连接为一体，进气道4位于机身1的下腹部，发动机5置于进气道4内部，第一连接件22和第二连接件23均为框架结构，第一连接件22的一端与机身1的尾端固定连接，且第一连接件22与机身1之间有隔热毡21，隔热毡的厚度为隔热毡21的厚度为10?40mm，具体厚度根据飞行器的飞行时间确定其相应厚度，隔热毡的具有低导热，耐高温等特点，可以有效地阻隔过渡段因尾焰的热作用传递到机身尾端大量热，造成机身尾部结构强度降低，影响整个飞行器安全。第一连接件22的另一端有台阶状凸起，该台阶状凸起的根部设有凹槽，用于安放密封件，密封件24的直径D为6?10mm，所述台阶状凸起的根部凹槽深度h为4?8mm，且满足D = h+2,D和h在此条件下可较好的产生径向回弹。密封件24置于所述凹槽内，密封件组成由内向外分别高温棉242填充在柔性弹簧241内部，柔性弹簧241外部包覆有陶瓷纤维布。在第一连接件和第二连接件相连时，由于外力作用挤压产生径向压缩变形，在回弹力的作用下，可实现较好的阻隔尾焰通过对接处流向机身尾端。密封环绕所述台阶状凸起一周，密封件24与所述凹槽之间填充密封胶，用于使密封件更好的固定在凹槽内；第二连接件23与第一连接件22匹配连接，这样的连接方式可以较好的降低热气流在对接处的影响。第二连接件23还与导焰槽3固定连接，第二连接件23与第一连接件22之间设有陶瓷纤维布25，位于第二连接件23与第一连接件22之间的接触部分，所述陶瓷纤维布25厚度为0.5?2mm，陶瓷纤维布可以耐得住1000度以上的高温，经过CFD计算分析表明，当纤维布厚度在0.5?2mm时，热气流不易影响对接处的结构，放置陶瓷纤维布利用纤维布的柔软性起到热密封作用，与密封件配合实现两道热密封，可以完全保障以第一连接件与第二连接件对接处的热气流影响；导焰槽3内部设有分流结构，导焰槽3和分流结构均采用C/C复合材料制成，可以耐受得住1500度以上的尾焰，发动机5喷出的尾焰沿着进气道，经过过渡段2，再通过导焰槽3内部的分流结构进行分流，从导焰槽3外部两侧喷出。
[0019]如图3所示，密封件24包括柔性弹簧241和高温棉242，高温棉242填充在柔性弹簧241内部，柔性弹簧241外部包覆有陶瓷纤维布。
[0020]通过上述设计的导焰结构，隔热租的厚度采用30mm，密封件的直径D取6mm，凹槽深度h取4_，陶瓷纤维布的厚度取1_时，利用CFD对尾焰流场进行分析，尾焰可以完全不对机身后部的结构产生影响，并且在过渡段的对接处，热密封件可达到设计要求。
【主权项】
1.一种飞行器导焰结构，其特征在于包括:机身(1)、过渡段(2)、导焰槽(3)、进气道(4)和发动机(5);过渡段⑵又包括隔热毡(21)、第一连接件(22)、第二连接件(23)、密封件(24)和陶瓷纤维布(25); 过渡段(2)位于机身(1)和导焰槽(3)之间，将机身(1)和导焰槽(3)连接为一体，进气道(4)位于机身(1)的下腹部，发动机(5)置于进气道(4)内部，第一连接件(22)和第二连接件(23)均为框架结构，第一连接件(22)的一端与机身(1)的尾端固定连接，且第一连接件(22)与机身(1)之间有隔热毡(21)，第一连接件(22)的另一端有台阶状凸起，该台阶状凸起的根部设有凹槽，密封件(24)置于所述凹槽内，环绕所述台阶状凸起一周，密封件(24)与所述凹槽之间填充密封胶；第二连接件(23)与第一连接件(22)匹配连接，第二连接件(23)还与导焰槽(3)固定连接，第二连接件(23)与第一连接件(22)之间设有陶瓷纤维布(25)，位于第二连接件(23)与第一连接件(22)之间的接触部分；导焰槽(3)内部设有分流结构，发动机(5)喷出的尾焰沿着进气道，经过过渡段(2)，再通过导焰槽(3)内部的分流结构进行分流，从导焰槽(3)外部两侧喷出。2.根据权利要求1所述的一种飞行器导焰结构，其特征在于:所述密封件(24)包括柔性弹簧(241)和高温棉(242)，高温棉(242)填充在柔性弹簧(241)内部，柔性弹簧(241)外部包覆有陶瓷纤维布。3.根据权利要求1所述的一种飞行器导焰结构，其特征在于:导焰槽(3)采用C/C复合材料。4.根据权利要求1或2所述的一种飞行器导焰结构，其特征在于:密封件(24)的直径D 为 6 ?10mm5.根据权利要求4所述的一种飞行器导焰结构，其特征在于:所述台阶状凸起的根部凹槽深度h为4?8臟，且满足D = h+2。6.根据权利要求1所述的一种飞行器导焰结构，其特征在于:所述陶瓷纤维布(25)厚度为0.5?2mm。7.根据权利要求1所述的一种飞行器导焰结构，其特征在于:隔热毡(21)的厚度为.10 ?40mm。
【专利摘要】一种飞行器导焰结构，该结构位于发动机的进气道尾喷管后面，在发动机进气道尾喷管后面存在一个过渡段，过渡段用于导焰结构与机身相连。过渡段由第一连接件和第二连接件组成，第一连接件与机身连接之间填充了耐高温的隔热毡；第一连接件与第二连接件之间在对接处设有凹槽，凹槽内置密封件，密封件由内向外由高温棉、高温金属制成的柔性弹簧和包裹的陶瓷纤维布组成，密封件与凹槽之间填充密封胶；在第一连接件和第二连接件之间还设有一层陶瓷纤维布；第二连接件与导焰槽连接，导焰槽采用耐高温的C/C复合材料制成，并且在导焰槽内部设有分流结构，发动机喷出的尾焰沿着进气道，经过过渡段，再通过导焰槽内部的分流结构进行分流，从导焰槽外部两侧喷出。
【IPC分类】B64G1/58, B64C1/40
【公开号】CN105235919
【申请号】CN201510632793
【发明人】卢琦, 费王华, 申亮, 钟杰华, 娄依志, 惠俊鹏, 马梦颖, 杨旸, 张雯, 毕永涛, 潘健
【申请人】中国运载火箭技术研究院
【公开日】2016年1月13日
【申请日】2015年9月29日