一种模压塑型的波纹式柔性火焰隔离装置技术领域
本发明涉及防隔热结构技术领域，具体涉及一种模压塑型的波纹式柔性火
焰隔离装置。
背景技术
目前，大型火箭、导弹等飞行器起飞发射方式分为两种，一种为冷发射，
一种为热发射，两种方式各有优势，根据环境和要求不同，均已经广泛应用于
实战当中。其中的热发射方式，以其发射准备时间短、操作简单、不需要繁琐
的地面设备支撑、显著的经济性等优势，得到军方及卫星发射用户的广泛采纳。
热发射的主要特点，是将火箭和导弹竖立在发射台上，直接点火起飞。其
主要需要解决的是发动机火焰通过导流槽导流后反卷，对尾舱内设备产生的火
焰冲刷、烧蚀以及起飞后火焰辐射热的破坏性影响。另外，当飞行器起飞后需
要发动机喷管根据姿控指令360°摆动，从而对飞行器产生需要的控制力时，喷
管的摆动至使其与尾舱间的相对位置随机变化，那么隔离火焰的装置就不能采
用传统的固定形状的金属盖板，需要拟定形状可变的火焰隔离装置。
以往，解决热发射喷管摆动的尾舱热焰隔离问题均采用了原始的缝衣剪裁
的方法，将软性防热布裁剪为若干块，拼接至发动机喷管与尾舱之间，每一接
缝处用若干螺钉缝合固定，其缺点是结构繁琐，重量重、接缝多、需要的辅助
结构件多、安装不方便、对发动机喷管负载力矩大等。
发明内容
本发明的目的是解决热发射火箭尾舱容易受到发动机火焰起飞段后效反卷
及长时热辐射的破坏性影响的问题，提供了一种够完成隔热、抵抗起飞燃气压
力冲击、抵抗发动机火焰回流冲刷及柔性喷管摆动补偿等功能，还具有体积小、
重量轻、强度高、操作简单、高低温性能好的模压塑型的波纹式柔性火焰隔离
装置。
本发明是这样实现的：
一种模压塑型的波纹式柔性火焰隔离装置，整体为圆环状结构，在圆环状
结构上设置有内剪边、外剪边和波纹结构；内剪边位于圆环状结构最内侧，内
剪边与火箭发动机喷管法兰固定连接；波纹结构位于内剪边的外侧；外剪边位
于波纹结构外侧，外剪边与火箭尾舱下端面固定连接；内剪边用于与火箭发动
机紧密贴合，外剪边用于与火箭尾舱紧密贴合，波纹结构用于为火箭发动机的
摆动提供空间。
如上所述的内剪边整体为圆环形，由均匀分布的十七个弧形剪边组成，在
每个弧形剪边上设置有两个固定孔，用于与发动机喷管法兰固定连接。
如上所述的外剪边整体为圆环形，由均匀分布的二十五个弧形剪边组成，
在每个弧形剪边上设置有一个固定孔，用于与火箭尾舱下端面固定连接。
如上所述的波纹结构包括两个波峰和一个波谷，波谷位于两个波峰之间；
在火箭发动机喷管摆动时，波峰和波谷上升或下降，使得圆环状结构收缩或伸
展。
本装置整体采用弹性材料制成。
如上所述的弹性材料共分六层，由上至下依次为硅橡胶、玻璃纤维布、硅
橡胶、玻璃纤维布、硅橡胶和镀铝薄膜。
本发明的有益效果是：
本发明不仅完成了对摆动的发动机喷管进行柔性补偿，同时实现整体防辐
射热、防火焰回流烧蚀的功能，还具有良好的综合性能，经地面试验及飞行试
验验证，柔性火焰隔离装置耐受了1.5秒1500kw/m2的发动机火焰回流冲刷及烧
蚀，以及64秒208kw/m2的辐射热流烧蚀，-40℃低温环境下柔性火焰隔离装置
各方面性能与常温相当，基本无差异，且能够耐受855公斤力负载，满足使用
需求。
附图说明
图1是本发明的一种模压塑型的波纹式柔性火焰隔离装置的主视图；
图2是本发明的一种模压塑型的波纹式柔性火焰隔离装置的右侧剖视图；
图3是本发明的一种模压塑型的波纹式柔性火焰隔离装置的材料组成示意
图。
其中：1.内剪边，2.外剪边，3.波峰，4.波谷，5.玻璃纤维布，6.硅橡胶，7.
镀铝薄膜。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行进一步描述。
如图1所示，一种模压塑型的波纹式柔性火焰隔离装置，整体为圆环状结
构，在圆环状结构上设置有内剪边1、外剪边2和波纹结构。内剪边1位于圆环
状结构最内侧，内剪边1与火箭发动机喷管法兰固定连接。波纹结构位于内剪
边1的外侧。外剪边2位于波纹结构外侧，外剪边2与火箭尾舱下端面固定连
接。内剪边1用于与火箭发动机紧密贴合，外剪边2用于与火箭尾舱紧密贴合，
波纹结构用于为火箭发动机的摆动提供空间。
内剪边1整体为圆环形，由均匀分布的十七个弧形剪边组成，在每个弧形
剪边上设置有两个固定孔，用于与发动机喷管法兰固定连接。
外剪边2整体为圆环形，由均匀分布的二十五个弧形剪边组成，在每个弧
形剪边上设置有一个固定孔，用于与火箭尾舱下端面固定连接。
如图1和图2所示，波纹结构包括两个波峰3和一个波谷4，波谷4位于两
个波峰3之间。在火箭发动机喷管摆动时，波峰3和波谷4可以上升或下降，
使得圆环状结构收缩或伸展。
内剪边1、外剪边2和波纹结构的尺寸根据火箭发动机喷管、火箭尾舱的大
小以及火箭发动机喷管摆动的位移量确定。
如图3所示，本装置整体采用弹性材料制成。弹性材料共分六层，由上至
下依次为第一层硅橡胶6、第一层玻璃纤维布5、第二层硅橡胶6、第二层玻璃
纤维布5、第三层硅橡胶6和镀铝薄膜7。
工作时，将本装置安装于火箭发动机喷管与火箭尾舱之间，封堵两者间的
空隙。火箭起飞时，本装置可以遮挡火箭发动机反卷火焰回流；火箭飞行过程
中，本装置可以遮挡飞行热辐射。同时，由于具有波纹结构，可以使得本装置
能够随火箭发动机喷管摆动实现全方位伸缩，对摆动造成的空隙进行有效补偿。
本发明不仅完成了对摆动的发动机喷管进行柔性补偿，同时实现整体防辐
射热、防火焰回流烧蚀的功能，还具有良好的综合性能，经地面试验及飞行试
验验证，柔性火焰隔离装置耐受了1.5秒1500kw/m2的发动机火焰回流冲刷及烧
蚀，以及64秒208kw/m2的辐射热流烧蚀，-40℃低温环境下柔性火焰隔离装置
各方面性能与常温相当，基本无差异，且能够耐受855公斤力负载，满足使用
需求。