CN106228636A - 一种飞行参数记录器热防护结构 - Google Patents

Abstract

一种飞行参数记录器热防护结构，涉及飞行参数记录器领域；包括外结构壳体、内结构壳体、芯片壳体、硅胶、数据芯片、内壳体底盖和外结构底盖；本发明的飞行参数记录器综合使用了纳米隔热材料隔热技术、相变储热材料吸热技术、高黑度的热反射涂层散热技术，增强飞参记录器的抗热冲击能力。首先，热冲击传递至飞参记录器表面的热量被热反射涂层以热辐射散热形式反射一部分。其次，在纳米隔热材料的阻隔下，流入飞参记录器的热流大幅降低。最后，该热流在飞参记录器内部被相变储热材料吸收，最终飞参数据芯片在热冲击下的温度大幅度降低。同时，本发明的飞参记录器隔热材料密度较小，可以在保证隔热性能的条件下，降低飞参记录器的重量。

Description

一种飞行参数记录器热防护结构

技术领域

本发明涉及一种飞行参数记录器领域，特别是一种飞行参数记录器热防护结构。

背景技术

飞行参数记录器用于记录飞机的工作状态与飞行员的操作情况，为飞行事故调查提供客观有效的依据。为使记录器中的数据在坠机后能完整保存，飞行参数记录器需要具有抗高温火烧(1100℃)与中温烘烤(260℃)的幸存能力。欧洲航空设备组织的ED-112《抗坠毁机载记录系统最低工作性能要求》以及美国联邦航空局的TSO-C124b《飞行数据记录系统技术标准》均规定了飞行参数记录器需满足以下热防护要求：1)飞行参数记录器承受全包围的火焰(温度900～1100℃、热通量大于158kW/m2)烧蚀至少1小时，芯片数据可以读出；2)飞行参数记录器放置在260℃环境中至少10小时，芯片数据可以读出。

飞参记录器受到高温火焰灼烧时，热量先以热对流与热辐射形式传递至飞参记录器外壳体表面，再以固体导热形式进入到飞参记录器内部，加热数据芯片。为了防止数据芯片超温失效，需要降低进入到飞参记录器内部的热量。

现有的飞参热防护方法，使用如专利(CN 202916887)所述石蜡储热手段来降低飞参记录器内部芯片的温度，可以一定程度降低数据芯片的温度。但随着热冲击标准的提升，单一的隔热或储热技术手段也无法满足飞参记录器热防护标准的要求，需要综合使用热反射、隔热、储热手段来提升飞参记录器热防护结构。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种飞行参数记录器热防护结构，增强飞参记录器的抗热冲击能力，同时实现在保证隔热性能的条件下，降低飞参记录器的重量。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

一种飞行参数记录器热防护结构，包括外结构壳体、内结构壳体、芯片壳体、硅胶和数据芯片；其中，外结构壳体包括上盖和底座两部分，所述底座位于最低端，上盖固定安装在底座上端形成密封的中空结构；内结构壳体、芯片壳体、硅胶和数据芯片均位于外结构壳体的内部；其中，内结构壳体固定安装在外结构壳体内部中空结构的中心位置，且内结构壳体为中空结构；芯片壳体固定安装在内结构壳体内部中空结构的中心位置；数据芯片通过硅胶固定在芯片壳体内部。

在上述的一种飞行参数记录器热防护结构，所述内结构壳体与芯片壳体之间填充相变储热材料。

在上述的一种飞行参数记录器热防护结构，所述外结构壳体的外壁包覆热反射涂层。

在上述的一种飞行参数记录器热防护结构，所述热反射涂层涂料包括质量百分比为25-50％的成膜物质、质量百分比为20-40％的绝缘导热填料、质量百分比为25-50％的溶剂、质量百分比为0.2-0.3％的润湿分散剂、质量百分比为0.2-1.0％的消泡剂、质量百分比为0.1-0.8％的流平剂和质量百分比为0.02-0.1％的催干剂。

在上述的一种飞行参数记录器热防护结构，所述内结构壳体与外结构壳体之间填充纳米隔热材料。

在上述的一种飞行参数记录器热防护结构，所述纳米隔热材料的密度<0.45g/m³；常温热导率小于0.03W/m·K；抗压强度大于0.5MPa；纳米隔热材料的其纳米尺寸的孔隙通道直径为2-50nm。

在上述的一种飞行参数记录器热防护结构，相变储热材料为改性石蜡复合材料，为C17～C27烷烃、48号石蜡、50号石蜡、54号石蜡、58号石蜡、60号石蜡或64号石蜡中的一种或两种以上的组成。

在上述的一种飞行参数记录器热防护结构，相变储热材料的密度小于1.4g/m³；第一相变温度为50-55℃，第一相变焓为35-40J/g；第二相变温度为155-160℃，第二相变焓为950-1000J/g。

在上述的一种飞行参数记录器热防护结构，热反射涂层的制作方法为：每次喷涂的厚度为10-30μm；热反射涂层的总厚度为20-80μm；室温干燥24h固化；热辐射系数大于0.8。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明使用低密度(<0.45g/cm³)、低热导率(0.03W/m·K)的纳米隔热材料代替常规隔热材料，可以有效降低流入飞参记录器的热量，同时减少飞参记录器的重量；

(2)本发明使用热反射涂层，可以将高温火焰的热流以辐射传热的形式传递出去，降低飞参记录器在高温火烧时的吸收热流；

(3)本发明使用改性石蜡储热材料，提高了储热材料的固/液相变潜热，可以吸收更多的热量，降低飞参记录器芯片的温度升高幅度；

(4)本发明的纳米隔热材料与内外壳体紧密配合，可以保证受冲击下的机械强度与隔热性能；

(5)本发明所使用的纳米隔热材料、热反射涂层与相变储热材料均不会发生老化变质，可以确保飞参记录器热防护功能的长期有效；

(6)本发明采用外结构壳体、内结构壳体、芯片壳体、硅胶的壳体结构，将数据芯片包覆在中心位置，并在各壳体间留有经试验确定的适当空间，满足了在内结构壳体与芯片壳体之间填充相变储热材料、在内结构壳体与外结构壳体之间填充纳米隔热材料的填充隔热材料和储热材料的结构，提高了飞行参数记录器防护结构的机械强度。

附图说明

图1为本发明飞参记录器热防护壳体结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

针对飞参记录器热防护手段单一的局限性，本发明提出了一种综合使用纳米隔热材料隔热技术、相变储热材料吸热技术以及高黑度的热反射涂层散热技术的飞参记录器热防护结构。

如图1所示为飞参记录器热防护壳体结构示意图，由图可知，一种飞行参数记录器热防护结构，包括外结构壳体2、内结构壳体4、芯片壳体6、硅胶7和数据芯片8；其中，外结构壳体2包括上盖和底座两部分，所述底座位于最低端，上盖固定安装在底座上端形成密封的中空结构；内结构壳体4、芯片壳体6、硅胶7和数据芯片8均位于外结构壳体2的内部；其中，内结构壳体4固定安装在外结构壳体2内部中空结构的中心位置，且内结构壳体4为中空结构；芯片壳体6固定安装在内结构壳体4内部中空结构的中心位置；数据芯片8通过硅胶7固定在芯片壳体6内部。

其中，内结构壳体4与芯片壳体6之间填充相变储热材料5；吸收进入到飞参记录器的热量；相变储热材料为改性石蜡，其相变潜热为常规石蜡的2倍以上，相变储热材料5密度小于1.4g/m³；第一相变温度为50-55℃，第一相变焓为35-40J/g；第二相变温度为155-160℃，第二相变焓为950-1000J/g；

外结构壳体2的外壁包覆热反射涂层1；所述热反射涂层1涂料包括质量百分比为25-50％的成膜物质、质量百分比为20-40％的绝缘导热填料、质量百分比为25-50％的溶剂、质量百分比为0.2-0.3％的润湿分散剂、质量百分比为0.2-1.0％的消泡剂、质量百分比为0.1-0.8％的流平剂和质量百分比为0.02-0.1％的催干剂。

热反射涂层1的制作方法为：制备时，分多次喷涂至外壳体外表面，每次喷涂的厚度为10-30μm；热反射涂层1的总厚度为20-80μm；室温干燥24h固化；热辐射系数大于0.8，该热反射涂层同时具有耐湿热、耐酸碱腐蚀以及耐老化性能，可以保证在长时间苛刻环境存放时不失效。

同时，本发明的飞参记录器热防护结构在内结构壳体4与外结构壳体2之间填充纳米隔热材料3，纳米隔热材料3的密度<0.45g/m³；增大隔热层的热阻，降低导入飞参记录器的热流。该隔热材料为纳米隔热材料，其纳米尺寸的孔隙通道直径为2-50nm，低于空气中主要成分氮气的分子平均自由程70nm，因而消除了孔隙中气体对流，降低了孔隙内气相的导热。同时，纳米隔热材料中的Si-O-Si基团桥接成三维固体骨架，使得热流在纳米隔热材料中的通路长度大幅增加，有效降低了通过固体骨架的热量传递。表现在隔热效果上，该纳米隔热材料的常温热导率低于0.03W/(m·K)，抗压强度大于0.5MPa；可以有效降低热冲击时以固体导热形式进入到飞参记录器内部的热量。

具体制作步骤如下：

(1)外结构壳体2：

本发明的飞参记录器外结构壳体采用铸造工艺制作，钢材冶炼时加入Mo、Al、Nb、Ta等强化元素，构成一种马氏体沉淀硬化不锈钢，经过固溶和时效处理后，同时具有强度与高韧性。

该特种钢材的铸造工艺详见中国发明专利CN1121962A。

铸造成型的飞参记录器壳体的抗拉强度≥1310MPa，冲击韧性≥126J/cm²。

本发明的飞参记录器壳体可由满足强度与韧性要求的钛合金等材料替代。

(2)纳米隔热材料3：

本发明的飞参记录器的隔热材料为纳米隔热材料纳米颗粒为基体的复合材料，制备步骤如下：

步骤一：

采用溶胶—凝胶法与超临界干燥技术制备纳米颗粒基体，颗粒直径在5-10nm。工艺包括二氧化硅溶胶配制、纤维/遮光剂混合、老化、干燥等步骤，具体工艺参数可以参见美国专利US4529532。

为了增加飞参记录器隔热层的机械强度，加入柱状短切纤维，其中短切纤维为玻璃纤维、陶瓷纤维、高硅氧纤维、玄武岩纤维的任意一种或多种混合而成，纤维长度不超过9微米，填加比例不大于总重量的10％。

为了降低高温时隔热层的热导率，需要加入高温辐射遮光剂填加剂。其中高温辐射遮光剂为球形颗粒，颗粒直径不超过3微米，采用二氧化钛、四氧化三铁、碳化硅、炭黑、硅酸锆的任意一种或多种混合而成，填加比例不大于总重量的40％。

隔热材料的成型工艺方法参见中国专利CN104210151。

纳米隔热材料3成型后密度:<0.45g/cm³；

纳米隔热材料成型后的常温热导率小于0.03W/(m·K)；

纳米隔热材料成型后的1100℃热导率小于0.05W/(m·K)；

纳米隔热材料成型后的抗压强度大于0.5MPa。

步骤二：

采用车床钻孔方式加工成型的隔热材料，车床刀速不低于5000r/min，慢速进刀，挖出用于安装芯片与储热材料的空间。加工完成后切削面均匀一致，无明显凹坑与裂纹。

(3)相变储热材料5：

本发明的相变储热材料5为改性石蜡复合材料，与无机添加剂混合，增大相变潜热。石蜡选用C17～C27烷烃、48号石蜡、50号石蜡、54号石蜡、58号石蜡、60号石蜡或64号石蜡中的一种或两种以上的组合，制备后的石蜡颜色为白色，密度小于1.4g/cm3。

石蜡储热材料的第一相变温度为50-55℃。

石蜡储热材料的第一相变焓为35-40J/g。

石蜡储热材料的第二相变温度为155-160℃。

石蜡储热材料的第二相变焓为950-1000J/g。

(4)热反射涂层1：

热反射涂层1采用多基材配制而成，涂层配方具体详见公开专利CN104610864A。

按质量比例，涂层由质量百分比为25-50％的成膜物质、质量百分比为20-40％的绝缘导热填料、质量百分比为25-50％的溶剂、质量百分比为0.2-0.3％的润湿分散剂、质量百分比为0.2-1.0％的消泡剂、质量百分比为0.1-0.8％的流平剂和质量百分比为0.02-0.1％的催干剂

对飞参记录器外壳体外表面进行喷涂之前，先用丙酮擦拭飞参记录器外壳体表面来除去油渍，再用1-3mm石英砂进行吹砂处理，用以增加表面粗糙度，增强涂层的附着力。

喷涂时，用喷枪将配制成的涂料均匀的喷涂在试样表面，每次喷涂的厚度在10-30μm，涂层总厚度20-80μm，室温干燥24h固化。

固化后热反射涂层的热辐射系数大于0.8，颜色为灰色。

实施例：

(1)外结构壳体2：

本发明的飞参记录器外结构壳体2采用铸造工艺制作，钢材冶炼时加入Mo、Al、Nb、Ta强化元素，构成一种马氏体沉淀硬化不锈钢，经过固溶和时效处理后，同时具有强度与高韧性。

该特种钢材的铸造工艺详见中国发明专利CN1121962A。

铸造成型的飞参记录器壳体的抗拉强度为1890MPa，冲击韧性156J/cm²；

本发明的飞参记录器壳体可由满足强度与韧性要求的钛合金等材料替代。

(2)纳米隔热材料3：

本发明的飞参记录器的隔热材料为纳米隔热材料3纳米颗粒为基体的复合材料，制备步骤如下：

步骤一：

采用溶胶—凝胶法与超临界干燥技术制备纳米颗粒基体，颗粒直径为7nm。工艺包括二氧化硅溶胶配制、纤维/遮光剂混合、老化、干燥步骤，具体工艺参数可以参见美国专利US4529532。

为了增加飞参记录器隔热层的机械强度，加入柱状短切纤维，其中短切纤维为玻璃纤维、陶瓷纤维、高硅氧纤维、玄武岩纤维的任意一种或多种混合而成，纤维长度为8微米，填加比例为总重量的8％。

为了降低高温时隔热层的热导率，需要加入高温辐射遮光剂填加剂。其中高温辐射遮光剂为球形颗粒，颗粒直径为2微米，采用二氧化钛、四氧化三铁、碳化硅和炭黑种混合而成，填加比例为总重量的35％。

隔热材料的成型工艺方法参见中国专利CN104210151。

纳米隔热材料3成型后密度:0.42g/cm³；

纳米隔热材料成型后的常温热导率为0.025W/(m·K)；

纳米隔热材料成型后的1100℃热导率为0.04W/(m·K)；

纳米隔热材料成型后的抗压强度为1.2MPa。

步骤二：

采用车床钻孔方式加工成型的隔热材料，车床刀速为6200r/min，慢速进刀，挖出用于安装芯片与储热材料的空间。加工完成后切削面均匀一致，无明显凹坑与裂纹。

(3)相变储热材料5：

本发明的相变储热材料5为改性石蜡复合材料，与无机添加剂混合，增大相变潜热。石蜡选用C17～C27烷烃、48号石蜡、50号石蜡混合组合，制备后的石蜡颜色为白色，密度为1.23g/cm³。

石蜡储热材料的第一相变温度为53℃。

石蜡储热材料的第一相变焓为38J/g。

石蜡储热材料的第二相变温度为157℃。

石蜡储热材料的第二相变焓为983J/g。

(4)热反射涂层1：

热反射涂层1采用多基材配制而成，涂层配方具体详见公开专利CN104610864A。

质量百分比为35％的成膜物质、质量百分比为30.7％的绝缘导热填料、质量百分比为33％的溶剂、质量百分比为0.25％的润湿分散剂、质量百分比为0.5％的消泡剂、质量百分比为0.5％的流平剂和质量百分比为0.05％的催干剂对飞参记录器外壳体外表面进行喷涂之前，先用丙酮擦拭飞参记录器外壳体表面来除去油渍，再用2mm石英砂进行吹砂处理，用以增加表面粗糙度，增强涂层的附着力。

喷涂时，用喷枪将配制成的涂料均匀的喷涂在试样表面，每次喷涂的厚度在20μm，涂层总厚度45μm，室温干燥24h固化。

固化后热反射涂层的热辐射系数为0.85，颜色为灰色。

成型的飞参记录器壳体的抗拉强度为1890MPa，冲击韧性156J/cm²；在1小时高温烧蚀或10小时中温烘烤热冲击结束时，芯片温度低于240℃；热防护结构总重为900g～2100g，较常规热防护结构减重30％以上。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (9)

1.一种飞行参数记录器热防护结构，其特征在于：包括外结构壳体(2)、内结构壳体(4)、芯片壳体(6)、硅胶(7)和数据芯片(8)；其中，外结构壳体(2)包括上盖和底座两部分，所述底座位于最低端，上盖固定安装在底座上端形成密封的中空结构；内结构壳体(4)、芯片壳体(6)、硅胶(7)和数据芯片(8)均位于外结构壳体(2)的内部；其中，内结构壳体(4)固定安装在外结构壳体(2)内部中空结构的中心位置，且内结构壳体(4)为中空结构；芯片壳体(6)固定安装在内结构壳体(4)内部中空结构的中心位置；数据芯片(8)通过硅胶(7)固定在芯片壳体(6)内部。

2.如权利要求1所述的一种飞行参数记录器热防护结构，其特征在于：所述内结构壳体(4)与芯片壳体(6)之间填充相变储热材料(5)。

3.如权利要求1所述的一种飞行参数记录器热防护结构，其特征在于：所述外结构壳体(2)的外壁包覆热反射涂层(1)。

4.如权利要求3所述的一种飞行参数记录器热防护结构，其特征在于：所述热反射涂层(1)涂料包括质量百分比为25-50％的成膜物质、质量百分比为20-40％的绝缘导热填料、质量百分比为25-50％的溶剂、质量百分比为0.2-0.3％的润湿分散剂、质量百分比为0.2-1.0％的消泡剂、质量百分比为0.1-0.8％的流平剂和质量百分比为0.02-0.1％的催干剂。

5.如权利要求1所述的一种飞行参数记录器热防护结构，其特征在于：所述内结构壳体(4)与外结构壳体(2)之间填充纳米隔热材料(3)。

6.如权利要求5所述的一种飞行参数记录器热防护结构，其特征在于：所述纳米隔热材料(3)的密度<0.45g/m³；常温热导率小于0.03W/m·K；抗压强度大于0.5MPa；纳米隔热材料的其纳米尺寸的孔隙通道直径为2-50nm。

7.如权利要求2所述的一种飞行参数记录器热防护结构，其特征在于：相变储热材料(5)为改性石蜡复合材料，为C17～C27烷烃、48号石蜡、50号石蜡、54号石蜡、58号石蜡、60号石蜡或64号石蜡中的一种或两种以上的组成。

8.如权利要求7所述的一种飞行参数记录器热防护结构，其特征在于：相变储热材料(5)的密度小于1.4g/m³；第一相变温度为50-55℃，第一相变焓为35-40J/g；第二相变温度为155-160℃，第二相变焓为950-1000J/g。

9.如权利要求3所述的一种飞行参数记录器热防护结构，其特征在于：热反射涂层(1)的制作方法为：每次喷涂的厚度为10-30μm；热反射涂层(1)的总厚度为20-80μm；室温干燥24h固化；热辐射系数大于0.8。