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。头工作的稳定性。头工作的稳定性。
【技术实现步骤摘要】
一种飞行器发动机监视装置
[0001]本申请涉及火箭飞行器摄像头
，尤其涉及一种飞行器发动机监视装置。
技术介绍
[0002]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。
技术实现思路
[0003]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。
[0004]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。
[0005]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。
[0006]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。
[0007]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。
[0008]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。
[0009]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。
[0010]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。
[0011]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。
[0012]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。
[0013]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。
[0014]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
[0015]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。
[0016]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
[0017]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。
[0018]请参考图1
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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。
[0019]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本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
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...
【专利技术属性】
技术研发人员：ꢀ七四专利代理机构，
申请(专利权)人：北京凌空天行科技有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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