CN115071984A - 一种飞行器发动机监视装置 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种飞行器发动机监视装置，包括排焰舱舱体；排焰舱舱体包括锥形段和连接在锥形段大口径端的圆筒段，锥形段处安有发动机；圆筒段侧壁开设有开口；开口与发动机形成用于将火焰喷射至外界的通道，锥形段的侧壁上与开口相应的位置开有安装槽，安装槽内有安装空间，安装槽靠近开口的侧壁开有第一通孔，第一通孔使安装空间与通道相通，安装槽的槽口设有封盖；摄像头装在安装槽内部；摄像头的拍摄方向朝向第一通孔；透明玻璃组件安装在安装槽内并将第一通孔覆盖；本申请通过将摄像头安装在锥形段上的安装槽内部，使用封盖将槽口进行封闭，使得摄像头在工作过程中能够一致保持稳定，不与大气中的严酷环境相接触，增加了摄像头工作的稳定性。

Description

一种飞行器发动机监视装置

技术领域

本申请涉及火箭飞行器摄像头技术领域，尤其涉及一种飞行器发动机监视装置。

背景技术

常规用于监视发动机工作状态的摄像头外置安装在舱体外壁，而在火箭高速飞行的时候，摄像头势必会承受更多动力热严酷环境，使得摄像头工作的稳定性降低。

发明内容

本申请的目的是针对以上问题，提供一种飞行器发动机监视装置。

本申请提供一种飞行器发动机监视装置，包括：

排焰舱舱体；所述排焰舱舱体包括锥形段和连接在所述锥形段大口径端的圆筒段，所述锥形段处安装有发动机；所述圆筒段侧壁开设有开口；所述开口用于为所述发动机的火焰喷射至所述排焰舱舱体外部提供通道，所述锥形段的侧壁上与所述开口相对应的位置开设有安装槽，所述安装槽内形成有安装空间，所述安装槽靠近所述开口的侧壁开设有第一通孔，所述第一通孔使所述安装空间与所述通道相连通，所述安装槽的槽口设有封盖；

摄像头，所述摄像头安装在所述安装槽内部；所述摄像头的拍摄方向朝向所述第一通孔；

透明玻璃组件，所述透明玻璃组件安装在所述安装槽内并将所述第一通孔覆盖。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述飞行器发动机监视装置还包括安装架，所述安装架包括用于与所述安装槽内壁连接的第一立板、与所述锥形段外壁连接的第二立板、以及将所述第一立板与所述第二立板相连接的安装板，所述第一立板与所述第二立板的延伸方向相反，所述安装板上开设有第二通孔，所述透明玻璃组件设于所述第二通孔内。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述透明玻璃组件包括两块透明玻璃板，且两块所述透明玻璃板沿第一方向排列。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述第二通孔包括两个锥形部，且两个所述锥形部的小口径端相互靠近；两块所述透明玻璃板分别安装在两个所述锥形部内。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述第二通孔还包括圆柱部；所述圆柱部连接在两个所述锥形部之间；两块所述透明玻璃板在所述圆柱部处形成密闭热缓冲空间。

根据本申请实施例提供的技术方案，两块所述透明玻璃板的厚度均为7mm。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述透明玻璃组件与所述第二通孔之间设有密封件。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述安装板靠近所述摄像头的一面安装有压板，所述压板上开设有与所述第一通孔相对应的第三通孔。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述压板与所述透明玻璃组件之间设有第一缓冲件，所述第一缓冲件上开设有与所述第三通孔相对应的第四通孔。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述透明玻璃组件靠近所述第一通孔的一端设置有第二缓冲件。

与现有技术相比，本申请的有益效果：本申请通过将用于检测发动机火焰的摄像头安装在排焰舱舱体锥形段上所开设的安装槽内，安装槽内部形成安装空间，排焰舱舱体还具有圆筒段，圆筒段的侧壁开有开口，开口与发动机形成用于将发动机产生的火焰喷出的通道，在安装槽的底部开设有第一通孔，第一通孔使通道与安装空间相连通，第一通孔便于摄像头观测火焰的燃烧状态，在第一通孔与摄像头之间安装有透明玻璃组件，透明玻璃组件将第一通孔覆盖住，防止火焰自第一通孔喷出至安装槽内部烧毁摄像头，摄像头的拍摄方向朝向第一通孔，摄像头可以通过透明玻璃组件以及第一通孔随时检测到火焰的燃烧情况，在使用过程中，当发动机进行工作时，发动机会喷射出火焰，其喷射出的火焰从通道内部喷射至排焰舱舱体外部，摄像头通过覆盖在第一通孔上的透明玻璃组件对处于通道内部的火焰进行观察，记录火焰状态，由于将摄像头安装在安装槽内部，同时将安装槽的槽口进行封闭，故能防止大气中的气流进入到安装槽内部将摄像头毁坏，同时，通过在第一通孔上设有透明玻璃组件，可以防止通道内部的火焰通过第一通孔进入到安装槽内部将摄像头烧毁，本申请通过将摄像头安装在安装槽内部，使得摄像头在工作过程中能够一直保持稳定，不与大气中的严酷环境接触，增加了摄像头工作的稳定性。

附图说明

图1为本申请实施例提供的飞行器发动机监视装置的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的透明玻璃板的结构示意图；

图3为本申请实施例提供的飞行器排焰舱舱体的整体结构示意图；

图4为本申请实施例提供的安装架的结构示意图。

图中所述文字标注表示为：

1、锥形段；2、安装槽；3、透明玻璃板；4、压板；5、第一缓冲件；6、第一立板；7、第二立板；8、密闭热缓冲空间；9、密封件；11、第二缓冲件；12、安装板。

具体实施方式

为了使本领域技术人员更好地理解本申请的技术方案，下面结合附图对本申请进行详细描述，本部分的描述仅是示范性和解释性，不应对本申请的保护范围有任何的限制作用。

请参考图1-图4，本实施例提供一种飞行器发动机监视装置，包括：

排焰舱舱体；所述排焰舱舱体包括锥形段1和连接在所述锥形段1大口径端的圆筒段，所述锥形段1处安装有发动机；所述圆筒段侧壁开设有开口；所述开口用于为所述发动机的火焰喷射至所述排焰舱舱体外部提供通道，所述锥形段1的侧壁上与所述开口相对应的位置开设有安装槽2，所述安装槽2内形成有安装空间，所述安装槽2靠近所述开口的侧壁开设有第一通孔，所述第一通孔使所述安装空间与所述通道相连通，所述安装槽2的槽口设有封盖；

摄像头，所述摄像头安装在所述安装槽2内部；所述摄像头的拍摄方向朝向所述第一通孔；

透明玻璃组件，所述透明玻璃组件安装在所述安装槽2内并将所述第一通孔覆盖。

具体的，在本实施例中，排焰舱舱体包括锥形段1，以及固定连接在所述锥形段1大口径端的圆筒段，所述锥形段1处安装有发动机，在所述圆筒段的侧壁开设有开口，所述开口与所述发动机共同形成有通道，所述通道用于将所述发动机产生的火焰喷射至外界；锥形段1，所述锥形段1上开设有安装槽2，所述安装槽2内形成有安装空间，所述安装槽2为矩形形状，所述安装槽2开设在所述开口的正上方，所述安装槽2的底部开设有第一通孔，所述第一通孔为圆形孔，所述第一通孔将所述安装空间与所述通道相互连通，所述第一通孔可用于观察所述圆筒段内部的火焰，所述安装槽2具有槽口，还具有与所述槽口相适配的封盖，所述封盖与所述槽口外围使用螺栓的方式固定住，所述封盖用于将所述槽口进行封闭，防止大气中的气流通过槽口进入到安装槽2内部对摄像头造成毁坏；摄像头，所述摄像头安装在所述安装槽2内部，为了便于观察，所述摄像头安装在所述安装槽2的顶部，所述摄像头与所述安装槽2之间为可拆卸安装，比如可以使用螺栓的方式将所述摄像头固定在所述安装槽2的顶部；透明玻璃组件，所述透明玻璃组件安装在所述安装槽2底部并将所述第一通孔覆盖住，即所述透明玻璃组件一方面可以观察到火焰的状态，另一方便还能够防止火焰进入到安装槽2内部对摄像头造成损坏，所述摄像头的拍摄方向朝向所述第一通孔，所述摄像头通过所述透明玻璃组件以及所述第一通孔观测到所述开口内部火焰的燃烧状态。

在使用过程中，将摄像头以及透明玻璃组件放置在安装槽内部，使用封盖将安装槽的槽口封闭，摄像头可通过透明玻璃组件观察到火焰的燃烧情况。

本申请通过将摄像头安装在安装槽内部，避免了大气中的气流对摄像头的强力冲击，导致摄像头无法正常使用，提高了摄像头在工作中的稳定性。

进一步的，所述飞行器发动机监视装置还包括安装架，所述安装架包括用于与所述安装槽2内壁连接的第一立板6、与所述锥形段1外壁连接的第二立板7、以及将所述第一立板6与所述第二立板7相连接的安装板12，所述第一立板6与所述第二立板7的延伸方向相反，所述安装板12上开设有第二通孔，所述透明玻璃组件设于所述第二通孔内。

具体的，在本实施例中，所述飞行器发动机监视装置还包括安装架，所述安装架包括第一立板6，所述第一立板6具有第一安装面，所述第一安装面为平面，所述第一立板6安装在所述安装槽2内壁并且处于所述槽口的相对侧，且所述第一立板6与所述安装槽2之间为可拆卸连接，比如可以使用螺栓的方式将两者固定在一起，所述锥形段1外壁设置有第二立板7，所述第二立板7的延伸方向与所述第一立板6相反，即二者分别向远离所述安装板12相对的两端面的方向延伸，在本实施例中，所述第一立板6的延伸方向朝下，所述第二立板7的延伸方向朝上，所述第二立板7的形状与所述锥形段1外壁相适配，所述第二立板7具有第二安装面，所述第二安装面为弧面，所述第二立板7与所述锥形段1之间为可拆卸连接，比如可以使用螺栓的方式将两者固定在一起，所述安装架还包括安装板12，所述安装板12一端连接所述第一立板6，所述安装板12远离所述第一立板6的一端连接有第二立板7，所述安装板12上开设有第二通孔，所述第二通孔内部安装有透明玻璃组件；即所述第一立板6、所述第二立板7与所述安装板12之间形成Z字形的安装架。

进一步的，所述透明玻璃组件包括两块透明玻璃板3，且两块所述透明玻璃板3沿第一方向排列。

具体的，在本实施例中，所述透明玻璃组件包括两块透明玻璃板3，两块所述透明玻璃板3沿第一方向排列，所述第一方向为竖直方向，所述透明玻璃板3为石英玻璃，所述石英玻璃具有耐高温、热稳定性好的特性，可以承受住火焰的高温，并且石英玻璃的透光性能好，摄像头可以很清楚的通过石英玻璃观察到火焰的状态，火焰的温度可达到1700度，所述透明玻璃板3的使用环境恶劣，为了增加所述透明玻璃板3使用的可靠性，在此处安装有两块所述透明玻璃板3，当靠近火焰的一块透明玻璃板3因为火焰的高温破裂后，仍有一块所述透明玻璃板3可保证火焰产生的高温气流不进入到安装槽2内部，对摄像头造成损坏。

进一步的，所述第二通孔包括两个锥形部，且两个所述锥形部的小口径端相互靠近；两块所述透明玻璃板3分别安装在两个所述锥形部内。

具体的，在本实施例中，所述第二通孔包括两个锥形部，两个所述锥形部均具有大口径端和小口径端，且两个所述锥形部的小口径端相互靠近，两块所述透明玻璃板3为圆锥形状，两块所述透明玻璃板3与两个所述锥形部的形状一致，并且两块所述透明玻璃板3与两个所述锥形部相互适配，所述透明玻璃板3的圆锥面可以保证所述透明玻璃板3在使用过程中的稳定性。

进一步的，所述第二通孔还包括圆柱部；所述圆柱部连接在两个所述锥形部之间；两块所述透明玻璃板3在所述圆柱部处形成密闭热缓冲空间8。

具体的，在本实施例，所述第二通孔还包括圆柱部，所述圆柱部位于所述两个所述锥形部之间，两块所述透明玻璃板3均具有大直径端与小直径端，两块所述透明玻璃板3的小直径端相互靠近并与所述圆柱部形成密闭热缓冲空间8，所述圆柱部的厚度为2mm，若所述圆柱部的厚度大于2mm，则摄像头在对火焰拍摄的时候拍摄不到清晰的画面，若所述圆柱部的厚度小于2mm，则无法进行有效的对流换热，因为火焰本身会产生高温气流，密闭热缓冲空间8内部的空气能够对高温气流起到热缓冲的作用，使高温气流对靠近所述摄像头的那块透明玻璃板3的冲击力减小，有效的保护了靠近所述摄像头的那块所述透明玻璃板3。

进一步的，两块所述透明玻璃板3的厚度为7mm。

具体的，在本实施例中，两块所述透明玻璃板3的厚度均为7mm，若所述透明玻璃板3的厚度大于7mm，则所述摄像头无法拍摄到清晰的画面，若所述透明玻璃板3的厚度小于7mm，则所述透明玻璃板3的强度无法满足拍摄要求。

进一步的，所述透明玻璃组件与所述第二通孔之间设有密封件9。

具体的，在本实施例中，所述透明玻璃组件的外围设置有密封件9，所述密封件9为密封胶垫，所述密封胶垫是由耐高温无碱纤维带涂硅橡胶构成，所述密封胶垫的厚度为1.8mm，所述透明玻璃组件外围与所述第一通孔之间的间隙为1.5mm，因密封胶垫具有弹性，故将厚度为1.8mm的密封胶垫放入厚度为1.5mm的间隙中，可以将两块所述透明玻璃板3压紧在所述第一通孔内部，从而在火箭飞行的时候，能够保持稳定而不发生脱落。

进一步的，所述安装板12靠近所述摄像头的一面安装有压板4，所述压板4上开设有与所述第一通孔相对应的第三通孔。

具体的，在本实施例中，所述安装板12靠近所述摄像头的一面上固定安装有压板4，比如，可以使用螺栓的方式将所述压板4固定到所述安装板12上，所述压板4为金属板，所述压板4可以保证所述透明玻璃组件在工作的过程中不会因为高温气流飞入到所述安装槽2内部，所述安装板12上开设有第三通孔，所述第三通孔的孔径大小与所述第一通孔的孔径大小一致。

进一步的，所述压板4与所述透明玻璃组件之间设有第一缓冲件5，所述第一缓冲件5上开设有与所述第三通孔相对应的第四通孔。

具体的，在本实施例中，所述第一缓冲件5为缓冲胶垫，所述缓冲胶垫为橡胶材质，所述缓冲胶垫的厚度为1.5mm，大于1.5mm会占用过多的空间，小于1.5mm则不能够对所述透明玻璃板3进行有效的保护，所述第一缓冲件5上开设有第四通孔，所述第四通孔的孔径大小与所述第三通孔的孔径大小一致。

进一步的，所述透明玻璃组件靠近所述第一通孔的一端设置有第二缓冲件11。

具体的，在本实施例中，所述透明玻璃组件包括两块透明玻璃板3，两块所述透明玻璃板3均包括第一锥部与第一圆柱部，所述第一圆柱部靠近所述第一通孔的一端的外部设置有第二缓冲件11，所述第二缓冲件11为端面胶垫，所述端面胶垫由耐高温无碱纤维带涂硅橡胶构成，所述端面胶垫的厚度为1.2mm，若所述端面胶垫的厚度大于1.2mm，则摄像头无法拍摄到清晰的画面，若所述端面胶垫的厚度小于1.2mm，则无法起到固定的作用，所述端面胶垫包括第一分部与第二分部，所述第一分部设在靠近所述第一通孔的第一圆柱部的外围，所述第二分部设置在所述第一圆柱部靠近火焰的表面，且所述第二分部的中部开设有第五通孔，所述第五通孔的直径小于所述第一圆柱部的直径2mm，若大于2mm，则会将所述第一通孔挡住，摄像头无法拍摄到火焰的画面，若小于2mm，则无法将所述透明玻璃板3固定在安装槽2底部。

本申请实施例提供的飞行器发动机监视装置，本申请通过将摄像头安装在锥形段开设的安装槽内部，在安装槽内部还设有透明玻璃组件，并且摄像头的拍摄方向朝向所述第一通孔，使得摄像头在工作的时候，不仅能够防止摄像头在工作的时候被大气中的气流冲击导致损坏，还可以清晰的观察到火焰的状态。

本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想。以上所述仅是本申请的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其他场合的，均应视为本申请的保护范围。

Claims (10)

1.一种飞行器发动机监视装置，其特征在于，包括：

排焰舱舱体；所述排焰舱舱体包括锥形段（1）和连接在所述锥形段（1）大口径端的圆筒段，所述锥形段（1）处安装有发动机；所述圆筒段侧壁开设有开口，所述开口用于为所述发动机的火焰喷射至所述排焰舱舱体外部提供通道，所述锥形段（1）的侧壁上与所述开口相对应的位置开设有安装槽（2），所述安装槽（2）内形成有安装空间，所述安装槽（2）靠近所述开口的侧壁开设有第一通孔，所述第一通孔使所述安装空间与所述通道相连通，所述安装槽（2）的槽口设有封盖；

摄像头，所述摄像头安装在所述安装槽（2）内部；所述摄像头的拍摄方向朝向所述第一通孔；

透明玻璃组件，所述透明玻璃组件安装在所述安装槽（2）内并将所述第一通孔覆盖。

2.根据权利要求1所述的飞行器发动机监视装置，其特征在于，还包括安装架，所述安装架包括用于与所述安装槽（2）内壁连接的第一立板（6）、与所述锥形段（1）外壁连接的第二立板（7）、以及将所述第一立板（6）与所述第二立板（7）相连接的安装板（12），所述第一立板（6）与所述第二立板（7）的延伸方向相反，所述安装板（12）上开设有第二通孔，所述透明玻璃组件设于所述第二通孔内。

3.根据权利要求2所述的飞行器发动机监视装置，其特征在于，所述透明玻璃组件包括两块透明玻璃板（3），且两块所述透明玻璃板（3）沿第一方向排列。

4.根据权利要求3所述的飞行器发动机监视装置，其特征在于，所述第二通孔包括两个锥形部，且两个所述锥形部的小口径端相互靠近；两块所述透明玻璃板（3）分别安装在两个所述锥形部内。

5.根据权利要求4所述的飞行器发动机监视装置，其特征在于，所述第二通孔还包括圆柱部；所述圆柱部连接在两个所述锥形部之间；两块所述透明玻璃板（3）在所述圆柱部处形成密闭热缓冲空间（8）。

6.根据权利要求4所述的飞行器发动机监视装置，其特征在于，两块所述透明玻璃板（3）的厚度均为7mm。

7.根据权利要求2所述的飞行器发动机监视装置，其特征在于，所述透明玻璃组件与所述第二通孔之间设有密封件（9）。

8.根据权利要求2所述的飞行器发动机监视装置，其特征在于，所述安装板（12）靠近所述摄像头的一面安装有压板（4），所述压板（4）上开设有与所述第一通孔相对应的第三通孔。

9.根据权利要求8所述的飞行器发动机监视装置，其特征在于，所述压板（4）与所述透明玻璃组件之间设有第一缓冲件（5），所述第一缓冲件（5）上开设有与所述第三通孔相对应的第四通孔。

10.根据权利要求1所述的飞行器发动机监视装置，其特征在于，所述透明玻璃组件靠近所述第一通孔的一端设置有第二缓冲件（11）。

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