[实用新型]一种耐高温的飞行器发动机尾罩

说明书

本实用新型公开了一种耐高温的飞行器发动机尾罩，包括尾罩，所述尾罩的一端开设有一体式的接头，所述尾罩的表面套设有散热套，所述尾罩的表面开设有嵌槽，所述散热套的表面开设有散热凸起，所述散热套的两端开设有一体式的，所述散热套套设旋接在嵌槽内，所述尾罩的另一端装设有沿接座；在该飞行器发动机的尾罩上装设有可便捷拆装的散热套，当发动机工作时，尾罩整体温度升高，散热套上可传导一定的热量，通过散热套加速热量的散发，提高散热效率，增加该尾罩的使用寿命；在尾部加设有可延长的沿接座，当发动机功率较高时，尾焰的喷射长度较长时，可加装延长罩，对高功率飞行器的尾焰进行引射气流来提高推力，提高了飞机飞行时的稳定性。

技术领域

本实用新型属于飞行器技术领域，具体涉及一种耐高温的飞行器发动机尾罩。

背景技术

航空发动机，是一种高度复杂和精密的热力机械，是为航空器提供飞行所需动力的发动机。作为飞机的心脏，被誉为“工业之花”，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。目前，世界上能够独立研制高性能航空发动机的国家只有美国、俄罗斯、英国、法国等少数几个国家，技术门槛很高，安装在飞行器发动机尾部的机尾罩又称“机尾整流罩”。飞机尾部维形整流的结构。对于机身内安装喷气发动机的机尾罩，除了有维形整流作用外，还有引射尾喷管气流来提高推力的作用。由于处在高温区和尾部，易损坏，为便于更换，常采用与机身部分固定、部分可拆卸的连接型式。其结构一般由内外蒙皮和隔框组成。外蒙皮多为铝合金，内蒙皮为耐热合金，或全部为耐热合金。对发动机不在机身内部的飞机，一般为收敛形的铝合金壳式结构。

现有的耐高温的飞行器发动机尾罩，处在高温区域，装置整体具有较强的耐高温性能，在使用时，由于发动机在工作时，会产生较高的尾焰，导致该尾罩的整体一高温，长时间的高温容易导致装置出现损坏，提高检修维护的成本的问题，为此我们提出一种耐高温的飞行器发动机尾罩。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种耐高温的飞行器发动机尾罩，以解决上述背景技术中提出的现有的耐高温的飞行器发动机尾罩，处在高温区域，装置整体具有较强的耐高温性能，在使用时，由于发动机在工作时，会产生较高的尾焰，导致该尾罩的整体一高温，长时间的高温容易导致装置出现损坏，提高检修维护的成本的问题。

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种耐高温的飞行器发动机尾罩，包括尾罩，所述尾罩的一端开设有一体式的接头，所述尾罩的表面套设有散热套，所述尾罩的表面开设有嵌槽，所述散热套的表面开设有散热凸起，所述散热套的两端开设有一体式的槽，所述散热套套设旋接在嵌槽内。

优选的，所述尾罩的另一端装设有沿接座，所述沿接座的另一端延长装设有延长罩。

优选的，所述尾罩的一端表面开设有螺纹孔，所述沿接座与尾罩通过螺栓与螺纹孔旋设连接。

优选的，所述延长罩与尾罩的内圈直径相同。

优选的，所述散热套由两个二分之一圆弧组成，两个圆弧通过螺栓与槽旋设固定。

优选的，所述尾罩上装设有两组散热套。

优选的，两组所述散热套的宽度相差三分之一。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：

(1)在该飞行器发动机的尾罩上装设有可便捷拆装的散热套，散热套整体通过螺栓旋设在尾罩的表面，当发动机工作时，尾罩整体温度升高，散热套上可传导一定的热量，通过散热套加速热量的散发，提高散热效率，增加该尾罩的使用寿命；

(2)在该装置的尾部加设有可延长的沿接座，沿接座通过螺栓旋设，尾罩具有维形整流的用外，还可以引射尾喷管气流来提高推力，当发动机功率较高时，尾焰的喷射长度较长时，可加装延长罩，对高功率飞行器的尾焰进行引射气流来提高推力，提高了飞机飞行时的稳定性。

附图说明