[发明专利]基于飞机矢量发动机结构的尾喷口装置

说明书

本发明公开了一种基于飞机矢量发动机结构的尾喷口装置，其特征是：所述隔热板与固定锁板相互配套，所述隔热板与固定锁板通过装钉体相互连接；多个固定锁板通过强力弹簧相连接后形成一个圆柱状喷嘴；所述环扣锁套在圆柱状的中部，所述喷嘴和接嘴分别连接于圆柱状喷嘴的两端，所述气压柱一、气压柱三、气压柱五均匀分布于接嘴与固定锁板之间，所述气压柱二、气压柱四、气压柱六均匀分布于喷嘴与固定锁板之间，所述橡胶囊包裹于所述的一种基于飞机矢量发动机结构的尾喷口装置的外部，所述橡胶囊内的空间形成一个密闭的气室，所述气压柱一、气压柱二、气压柱三、气压柱四、气压柱五、气压柱六分别连通有一根输气管。本发明的结构简单、新颖，易推广。

技术领域

本发明涉及矢量发动机类，特别是一种基于飞机矢量发动机结构的尾喷口装置领域。

背景技术

目前，当今世界绝大部分飞机发动机的喷流都是与飞机的轴线相重合的，产生的推力也是沿轴线向前，这种情况下发动机的推力只是用于克服飞机飞行时的阻力，提供飞机加速的动力，而在飞机失速状态下，飞机发动机很难帮助飞机控制飞机的飞行状态。并且不可以保证飞机做高速大仰角机动灵活的飞行动作和提供短距离起降的能力。而采用矢量发动机的飞机，则是通过喷管偏转，利用发动机产生的推力，获得多余的控制力矩，实现飞机的姿态控制。主要优点是控制力矩与发动机紧密相关，而不受飞机本身姿态的影响。矢量发动机所采用的原理是尾喷口可以向不同方向转动以产生不同方向的加速度。而现有技术所提供矢量发动机的模型喷口，存在实用性差，结构复杂，组装困难等问题。但这些问题都亟待于解决。

发明内容

本发明的目的是为解决上述的问题，而提供的一种基于飞机矢量发动机结构的尾喷口装置，控制飞机发动机尾部气流方向，从而达到使飞机短距离起降和失速状态下控制飞机方向的效果。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种基于飞机矢量发动机结构的尾喷口装置，包括隔热板、固定锁板、装钉体、强力弹簧、接嘴、喷嘴、固定环、橡胶囊、输气管、气压柱一、气压柱二、气压柱三、气压柱四、气压柱五、气压柱六，其中，所述隔热板与固定锁板相互配套，所述隔热板与固定锁板通过装钉体相互连接；设置有多块相互连接的固定锁板、隔热板，所述强力弹簧的两端分别钩挂于相邻两个的固定锁板的挂钩上，并使相邻的固定锁板相互连接，多个固定锁板通过强力弹簧相连接后形成一个圆柱状喷嘴；

所述环扣锁套在圆柱状的中部，所述喷嘴和接嘴分别连接于圆柱状喷嘴的两端，所述气压柱一、气压柱三、气压柱五均匀分布于接嘴与固定锁板之间，所述气压柱二、气压柱四、气压柱六均匀分布于喷嘴与固定锁板之间，所述橡胶囊包裹于所述的一种基于飞机矢量发动机结构的尾喷口装置的外部，所述橡胶囊内的空间形成一个密闭的气室，所述气压柱一、气压柱二、气压柱三、气压柱四、气压柱五、气压柱六分别连通有一根输气管，且输气管穿过橡胶囊，输气管与橡胶囊相接触处灌注有胶水，防止气室漏气。

一种基于飞机矢量发动机结构的尾喷口装置，还包括环扣锁，所述环扣锁包括半圆块，设置有两块半圆块，且两块半圆块相铰接，所述橡胶囊的左部、右部分别套有一个环扣锁，且所述环扣锁套在橡胶囊上焊接闭合，防止气室漏气。

一种基于飞机矢量发动机结构的尾喷口装置，还包括气压柱着力点，所述气压柱着力点包括支架、连接圈，所述支架呈“T”字形，所述连接圈呈圆形，所述所述接嘴的外侧均匀设置有三个气压柱着力点，所述喷嘴的外侧均匀设置有三个气压柱着力点，所述固定环的外侧均匀设置有六个气压柱着力点；所述气压柱一、气压柱三、气压柱五的一端插入接嘴的气压柱着力点的连接圈中，另一端插入固定锁板的的气压柱着力点的连接圈中；所述气压柱二、气压柱四、气压柱六的一端插入喷嘴的气压柱着力点的连接圈中，另一端插入固定锁板的的气压柱着力点的连接圈中。

优选的，所述隔热板包括平面板一、矩形块、前孔一、后孔一，所述平面板一为长方形，所述矩形块竖直设置于平面板一的上面中部，所述矩形块的中部水平设置有前孔一、后孔一，所述隔热板起隔热抗气流冲击的作用。