本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，通过在环状的飞机机尾罩(A)与环状的出口面积调节环(B)之间间隙设置非接触式隐身外罩(1)，并且形成遮挡的S形弯道，能够提升飞机的隐身能力，降低飞机的尾部阻力，有效降低设计重量，并提升飞发搭接结构的部件可靠性。
1.一种高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，包括：
环状的飞机机尾罩(A)，飞机机尾罩(A)具有靠近喷管中心线的内侧面与背离喷管中心线的外侧面，飞机机尾罩(A)的内侧面具有向喷管中心线凸起的凸台(A1)，凸台(A1)沿飞机机尾罩(A)周向布置；飞机机尾罩(A)的内侧面具有由飞机机尾罩(A)的前端掠过凸台(A1)到达飞机机尾罩(A)后端的气流；
环状的出口面积调节环(B)，出口面积调节环(B)布置于飞机机尾罩(A)的内侧并在轴向方向上位于凸台(A1)之后，环状的出口面积调节环(B)与环状的飞机机尾罩(A)具有径向方向的间隙；
其特征在于，还包括：非接触式隐身外罩(1)，非接触式隐身外罩(1)沿气流方向包括前端与后端，非接触式隐身外罩(1)的后端固定安装在出口面积调节环(B)靠近飞机机尾罩(A)的表面上，非接触式隐身外罩(1)的前端为悬臂结构，其包括：沿气流方向坡降的遮挡隐身修型(1‑4)，沿气流方向坡升的收敛加强段(1‑3)，以及连接遮挡隐身修型(1‑4)与收敛加强段(1‑3)的平底段(1‑9)，其中凸台(A1)与平底段(1‑9)位于同一轴向位置；遮挡隐身修型(1‑4)的最大直径大于飞机机尾罩(A)的最小直径，非接触式隐身外罩(1)的后端至少有一轴向位置处的直径大于飞机机尾罩(A)的最小直径，同一轴向位置处非接触式隐身外罩(1)的直径小于飞机机尾罩(A)的直径。
2.如权利要求1所述的高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，其特征在于，环状的飞机机尾罩(A)的直径沿气流方向逐渐减小。
3.如权利要求1所述的高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，其特征在于，非接触式隐身外罩(1)的后端边缘具有隐身锯齿修型(1‑2)。
4.如权利要求3所述的高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，其特征在于，隐身锯齿修型(1‑2)覆盖隐身涂层。
5.如权利要求1所述的高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，其特征在于，非接触式隐身外罩(1)的数量为多个，沿出口面积调节环(B)周向首尾依次连接。
6.如权利要求1所述的高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，其特征在于，非接触式隐身外罩(1)通过其表面具有的多个周向分布的支撑加强板(2)与出口面积调节环(B)固定连接，支撑加强板(2)具有垫高凸起，所述垫高凸起使非接触式隐身外罩(1)与出口面积调节环(B)之间具有间隙。
7.如权利要求6所述的高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，其特征在于，支撑加强板(2)通过其四周具有的外罩搭接边(2‑1)与非接触式隐身外罩(1)焊接；
支撑加强板(2)的中间位置凸出形成所述垫高凸起，所述垫高凸起具有与出口面积调节环(B)接触连接的支撑面(2‑2)，支撑面(2‑2)具有安装通孔，螺钉(3‑2)通过非接触式隐身外罩(1)具有的螺钉安装座(1‑8)与所述安装通孔使非接触式隐身外罩(1)固定安装在出口面积调节环(B)上。
8.如权利要求7所述的高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，其特征在于，所述垫高凸起内部中空形成槽，槽口朝向非接触式隐身外罩(1)，所述槽在所述安装通孔位置处具有螺钉垫圈(3‑1)，螺钉安装座(1‑8)与螺钉垫圈(3‑1)接触，螺钉(3‑2)提供螺钉安装座(1‑8)与螺钉垫圈(3‑1)的预紧力。
9.如权利要求5所述的高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，其特征在于，非接触式隐身外罩(1)的周向一端通过弯折形成台阶面，相邻的非接触式隐身外罩(1)通过所述台阶面搭接并固定。
一种高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构
技术领域
[0001] 本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构。
背景技术
[0002] 涡轮/涡扇加力式航空发动机的飞发搭接结构实现发动机尾部与飞机发动机舱装配配合，是参与飞发装配的重要部件。飞发搭接结构除参与装配配合外，由于外露于飞机机体之外，还具有整流、实现飞发一体化的作用，并对飞机后向隐身存在影响。
[0003] 现有的飞发搭接技术方案主要以弹性片压紧的接触式方案为主。这种技术方案，在飞机搭接的位置，沿发动机机匣表面布置安装座，采用支撑环通过连杆装置布置于安装座上，支撑环表面再布置一组周向连续具有弹性的弹性片，在进行飞发装配时，这些弹性片通过弹性变形与飞机机尾罩接触压紧，压紧产生的力通过支撑环、连杆、安装座传递至发动机机匣上，完成飞发搭接。
[0004] 目前现有的弹性片压紧的接触方案，(如图4)其缺点有：
[0005] 1)结构方案复杂：需要在机匣布置安装座，并通过连杆、支撑环再固定弹性片，占用机匣表面空间较大，影响其他部件系统的设计，且整体重量较大；
[0006] 2)装配及可靠性问题：与飞机配装时，弹性片需要压紧，装配需要克服弹性片形变力，装配存在困难；弹性片压紧与飞机接触，承受机动载荷、发动机振动和本身的预紧力等，易出现裂纹故障；
[0007] 3)隐身存在问题：周向布置的弹性片，由于机动载荷、预紧力和热应力等因素可能出现永久变形，进而出现局部开缝，机舱内部暴露在雷达波探测范围中，不利于隐身，且由于构件存在运动关系、弹性片产生形变等因素，不利于隐身涂层的附着；
[0008] 4)后体阻力存在问题：周向布置的弹性片，由于机动载荷、预紧力和热应力等因素可能出现永久变形，进而出现局部开缝，使机舱内气流泄露，扰乱飞机尾部流场，对后体阻力造成不良影响。
发明内容
[0009] 为了解决上述问题，本申请提供了一种高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，包括：
[0010] 环状的飞机机尾罩，飞机机尾罩具有靠近喷管中心线的内侧面与背离喷管中心线的外侧面，飞机机尾罩的内侧面具有向喷管中心线凸起的凸台，凸台沿飞机机尾罩周向布置；飞机机尾罩的内侧面有气流由飞机机尾罩的前端掠过凸台到达飞机机尾罩的后端；
[0011] 环状的出口面积调节环，出口面积调节环布置于飞机机尾罩的内侧并在轴向方向上位于凸台之后，环状的出口面积调节环与环状的飞机机尾罩具有径向方向的间隙；
[0012] 还包括：非接触式隐身外罩，非接触式隐身外罩沿气流方向包括前端与后端，非接触式隐身外罩的后端固定安装在出口面积调节环靠近飞机机尾罩的表面上，非接触式隐身外罩的前端为悬臂结构，其包括：沿气流方向坡降的遮挡隐身修型，沿气流方向坡升的收敛加强段，以及连接遮挡隐身修型与收敛加强段的平底段，其中凸台与平底段位于同一轴向位置；遮挡隐身修型的最大直径大于飞机机尾罩的最小直径，非接触式隐身外罩的后端至少有一轴向位置处的直径大于飞机机尾罩的最小直径，同一轴向位置处非接触式隐身外罩的直径小于飞机机尾罩的直径。
[0013] 优选的是，环状的飞机机尾罩的直径沿气流方向逐渐减小。
[0014] 优选的是，非接触式隐身外罩的后端边缘具有隐身锯齿修型。
[0015] 优选的是，隐身锯齿修型覆盖隐身涂层。
[0016] 优选的是，非接触式隐身外罩的数量为多个，沿出口面积调节环周向首尾依次连接。
[0017] 优选的是，非接触式隐身外罩通过其表面具有的多个周向分布的支撑加强板与出口面积调节环固定连接，支撑加强板具有垫高凸起，所述垫高凸起使非接触式隐身外罩与出口面积调节环之间具有间隙。
[0018] 优选的是，支撑加强板通过其四周具有的外罩搭接边与非接触式隐身外罩焊接；
[0019] 支撑加强板的中间位置凸出形成所述垫高凸起，所述垫高凸起具有与出口面积调节环接触连接的支撑面，支撑面具有安装通孔，螺钉通过非接触式隐身外罩具有的螺钉安装座与所述安装通孔使非接触式隐身外罩固定安装在出口面积调节环上。
[0020] 优选的是，所述垫高凸起内部中空形成槽，槽口朝向非接触式隐身外罩，所述槽在所述安装通孔位置处具有螺钉垫圈，螺钉安装座与螺钉垫圈接触，螺钉提供螺钉安装座与螺钉垫圈的预紧力。
[0021] 优选的是，螺钉垫圈与螺钉安装座的接触处具有多个对立设置的销孔，螺钉安装座在所述销孔对应位置处具有至少一对通孔与所述销孔对应，锁销通过所述通孔安装在所述销孔中，并与螺钉具有的十字槽干涉。
[0022] 优选的是，非接触式隐身外罩的周向一端通过弯折形成台阶面，相邻的非接触式隐身外罩通过所述台阶面搭接并固定。
[0023] 本申请的优点包括：结构简单，简化装配工艺流程，提升飞机的隐身能力，降低飞机的尾部阻力，有效降低设计重量，并提升飞发搭接结构的部件可靠性。
附图说明
[0024] 图1非接触式隐身外罩1安装示意图；
[0025] 图2非接触式隐身外罩1零件图；
[0026] 图3非接触式隐身外罩1安装截面图；
[0027] 图4非接触式隐身外罩1与出口面积调节环B连接图；
[0028] 图5支撑加强板2结构图；
[0029] 图6传统弹性片方式的结构图。
[0030] 其中，A、飞机机尾罩；A1、凸台；B、出口面积调节环；1、非接触式隐身外罩；2、隐身锯齿修型；1‑3、收敛加强段；1‑4、遮挡隐身修型；1‑5、搭接边；1‑6、第一搭接边连接座；1‑7、第二搭接边连接座；1‑8、螺钉安装座；2、支撑加强板；2‑1、外罩搭接边；2‑2、支撑面；2‑3、排料减重孔；3‑1、螺钉垫圈；3‑2、螺钉；3‑3、锁销。
具体实施方式
[0031] 为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
[0032] 本申请提供了一种高隐身低尾阻轻质的非接触式飞发搭接结构，包括：
[0033] 环状的飞机机尾罩A，飞机机尾罩A具有靠近喷管中心线的内侧面与背离喷管中心线的外侧面，飞机机尾罩A的内侧面具有向喷管中心线凸起的凸台A1，凸台A1沿飞机机尾罩A周向布置；飞机机尾罩A的内侧面有气流由飞机机尾罩A的前端掠过凸台A1到达飞机机尾罩A的后端；
[0034] 环状的出口面积调节环B，出口面积调节环B布置于飞机机尾罩A的内侧并在轴向方向上位于凸台A1之后，环状的出口面积调节环B与环状的飞机机尾罩A具有径向方向的间隙；
[0035] 还包括：非接触式隐身外罩1，非接触式隐身外罩1沿气流方向包括前端与后端，非接触式隐身外罩1的后端固定安装在出口面积调节环B靠近飞机机尾罩A的表面上，非接触式隐身外罩1的前端为悬臂结构，其包括：沿气流方向坡降的遮挡隐身修型1‑4，沿气流方向坡升的收敛加强段1‑3，以及连接遮挡隐身修型1‑4与收敛加强段1‑3的平底段1‑9，其中凸台A1与平底段1‑9位于同一轴向位置；遮挡隐身修型1‑4的最大直径大于飞机机尾罩A的最小直径，非接触式隐身外罩1的后端至少有一轴向位置处的直径大于飞机机尾罩A的最小直径，同一轴向位置处非接触式隐身外罩1的直径小于飞机机尾罩A的直径，具体是收敛加强段1‑3和遮挡隐身修型1‑4与飞机机尾罩A形成S弯形状的气流通道，实现发动机舱内的隐身遮挡，并使发动机舱内气流均匀流出实现尾阻的降低。
[0036] 在一些可选实施方式中，环状的飞机机尾罩A的直径沿气流方向逐渐减小，沿气流方向呈收敛趋势，能够在飞机机尾罩A的尾端与非接触式隐身外罩1形成较小的间隙，避免出现较大的台阶面，导致外形面的飞发结构影响后体阻力。
[0037] 在一些可选实施方式中，非接触式隐身外罩1的后端边缘具有隐身锯齿修型1‑2。
[0038] 在一些可选实施方式中，隐身锯齿修型1‑2覆盖隐身涂层，使其具有隐身功能。
[0039] 在一些可选实施方式中，非接触式隐身外罩1的数量为多个，沿出口面积调节环B周向首尾依次连接，通过搭接边1‑5、第一搭接边连接座1‑6和第二搭接边连接座1‑7实现非接触式隐身外罩1的周向连接，形成周向连续表面，螺钉安装座1‑8使非接触式隐身外罩1固定于出口面积调节环B上。
[0040] 在一些可选实施方式中，非接触式隐身外罩1通过其表面具有的多个周向分布的支撑加强板2与出口面积调节环B固定连接，支撑加强板2具有垫高凸起，所述垫高凸起使非接触式隐身外罩1与出口面积调节环B之间具有间隙，所述间隙能够形成气流流通的通道，便于气体的排出，使发动机舱内气流均匀流出实现尾阻的降低。
[0041] 在一些可选实施方式中，支撑加强板2通过其四周具有的外罩搭接边2‑1与非接触式隐身外罩1焊接；
[0042] 支撑加强板2的中间位置凸出形成所述垫高凸起，所述垫高凸起具有与出口面积调节环B接触连接的支撑面2‑2，支撑面2‑2具有安装通孔，螺钉3‑2通过非接触式隐身外罩1具有的螺钉安装座1‑8与所述安装通孔使非接触式隐身外罩1固定安装在出口面积调节环B上，支撑面2‑2与出口面积调节环B接触，将非接触式隐身外罩1的受力专递至出口面积调节环上，简化原支撑环等结构，实现轻质化设计，排料减重孔2‑3将加工的金属屑排出并具有减重作用。
[0043] 在一些可选实施方式中，所述垫高凸起内部中空形成槽，槽口朝向非接触式隐身外罩1，所述槽在所述安装通孔位置处具有螺钉垫圈3‑1，螺钉安装座1‑8与螺钉垫圈3‑1接触，螺钉3‑2提供螺钉安装座1‑8与螺钉垫圈3‑1的预紧力，首先是垫高凸起内部中空形成槽能够减轻重量，并且在槽底可进行增加减重孔；同时中空的槽与非接触式隐身外罩1连接时，螺钉3‑2提供预紧力容易让螺钉安装座1‑8产生形变，故在槽中增加螺钉垫圈3‑1提供径向的支撑力。
[0044] 在一些可选实施方式中，螺钉垫圈3‑1与螺钉安装座1‑8的接触处具有多个对立设置的销孔，多个对立设置的销孔方便锁销3‑3多个角度选择安装，螺钉安装座1‑8在所述销孔对应位置处具有至少一对通孔与所述销孔对应，锁销3‑3通过所述通孔安装在所述销孔中，并与螺钉3‑2具有的十字槽干涉，锁销3‑3可以是具有一定弹性的弯曲锁销，便于孔的安装于装配，从而使螺钉3‑2止转。
[0045] 在一些可选实施方式中，非接触式隐身外罩1的周向一端通过弯折形成台阶面，相邻的非接触式隐身外罩1通过所述台阶面搭接并固定，台阶面具有轴向方向的折线，这种折线能够提高靠近轴心线方向抗弯折能力，提高非接触式隐身外罩1因悬臂结构带来的抗弯折能力的减弱。
[0046] 本申请的优点包括：结构简单，简化装配工艺流程，提升飞机的隐身能力，降低飞机的尾部阻力，有效降低设计重量，并提升飞发搭接结构的部件可靠性。
[0047] 以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
