CN107654296B - 隔热包层以及隔热包层组件 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种隔热包层组件，隔热包层组件具有隔热包层，隔热包层包括气凝胶隔离材料，气凝胶隔离材料具有第一表面和与第一表面相对地设置的第二表面；覆盖气凝胶隔离材料的第二表面的衬垫；以及覆盖气凝胶隔离材料的第一表面的外皮层。

Description

隔热包层以及隔热包层组件

背景技术

涡轮发动机和涡扇发动机、特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机是从穿过发动机传递至许多涡轮机叶片上的燃烧气体流中提取能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机已经被用于陆地和海上的运动以及发电，但最常被用于航空应用，诸如用于飞行器、包括直升机。在飞行器中，燃气涡扇和涡轮发动机被用于飞行器的推进。在地面应用中，涡轮发动机经常被用来发电以及船舶推进。发动机通常安装在诸如空气动力整流罩或机舱的外壳或壳体中。在一些构型中，空气动力整流罩或机舱可被结合至飞行器机身内。

隔热包层(blanket)可被用于包围发动机的核心。隔热包层也可被用于保护安装有附件或控制装置的外壳、机舱或发动机免受正常的或升高的发动机温度的损坏。按照惯例，这种包层可由以薄片金属外皮包绕的高温隔离材料组成，薄片金属外皮提供隔离保持、操作耐久性以及结构刚性。

发明内容

在本公开内容的一个方面中，一种隔热覆盖件包括气凝胶隔离材料，气凝胶隔离材料具有第一表面和与第一表面相对地设置的第二表面；衬垫，衬垫覆盖气凝胶隔离材料的第二表面；以及外皮层，外皮层覆盖气凝胶隔离材料的第一表面并包绕气凝胶隔离材料的端部、衬垫的一部分以及第二表面的一部分。

根据本公开内容的第二方面，一种覆盖燃气涡轮发动机的核心发动机的至少一部分的隔热包层组件包括具有分层构造的隔热包层，分层构造包括气凝胶隔离材料，气凝胶隔离材料具有第一表面和与第一表面相对地设置的第二表面；衬垫，衬垫覆盖气凝胶隔离材料的第二表面；外皮层，外皮层覆盖气凝胶隔离材料的第一表面并包绕气凝胶隔离材料的端部、衬垫的一部分以及第二表面的一部分；以及紧固件，紧固件被结合至包层并构造为可操作地紧固至核心发动机的整流罩。

根据本公开内容的第三方面，一种用于燃气涡轮发动机的隔热包层组件包括隔热包层，隔热包层包括气凝胶隔离材料，气凝胶隔离材料具有相对地设置的第一表面和第二表面；金属外皮层，金属外皮层覆盖气凝胶隔离材料的第一表面并包绕端部以覆盖第二表面的边缘；以及一体化的紧固件，一体化的紧固件构造为与燃气涡轮发动机的整流罩上的结构配合；并且其中，隔热包层的厚度在1.2mm到7.5mm 的范围内。

技术方案1.一种隔热覆盖件，所述隔热覆盖件包括：

气凝胶隔离材料，所述气凝胶隔离材料具有第一表面和第二表面，所述第二表面与所述第一表面相对地设置；

衬垫，所述衬垫覆盖所述气凝胶隔离材料的所述第二表面；以及

外皮层，所述外皮层覆盖所述气凝胶隔离材料的所述第一表面并包绕所述气凝胶隔离材料的端部、所述衬垫的一部分以及所述第二表面的一部分。

技术方案2.根据技术方案1所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述外皮层是金属箔。

技术方案3.根据技术方案2所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述衬垫是聚酰亚胺膜。

技术方案4.根据技术方案1所述的隔热覆盖件，进一步包括粘附剂，所述粘附剂位于所述外皮层的至少一部分与所述衬垫之间。

技术方案5.根据技术方案4所述的隔热覆盖件，进一步包括一体式紧固件，所述一体式紧固件具有头部和螺杆部分。

技术方案6.根据技术方案5所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述一体式紧固件的所述头部位于所述粘附剂内。

技术方案7.根据技术方案6所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述螺杆部分穿过所述外皮层伸出。

技术方案8.根据技术方案5所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述隔热覆盖件经由所述一体式紧固件安装在燃气涡轮发动机的核心发动机中。

技术方案9.根据技术方案8所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述隔热覆盖件安装成用以热保护整流罩，所述整流罩限定所述燃气涡轮发动机的旁路管道的边界。

技术方案10.根据技术方案8所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述衬垫形成冷侧屏障并且所述外皮层形成所述燃气涡轮发动机中的热侧屏障。

技术方案11.根据技术方案1所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述气凝胶隔离材料在一组边缘处由所述外皮层密封。

技术方案12.一种隔热包层组件，所述隔热包层组件覆盖燃气涡轮发动机的核心发动机的至少一部分，所述隔热包层组件包括：

隔热包层，所述隔热包层具有分层构造，所述分层构造包括：

气凝胶隔离材料，所述气凝胶隔离材料具有第一表面和第二表面，所述第二表面与所述第一表面相对地设置；

衬垫，所述衬垫覆盖所述气凝胶隔离材料的所述第二表面；

外皮层，所述外皮层覆盖所述气凝胶隔离材料的所述第一表面并包绕所述气凝胶隔离材料的端部、所述衬垫的一部分以及所述第二表面的一部分；以及

紧固件，所述紧固件被结合至所述包层并构造为可操作地紧固至所述核心发动机的整流罩。

技术方案13.根据技术方案12所述的隔热包层组件，进一步包括附接结构，所述附接结构安装至所述核心发动机的整流罩，其中，所述附接结构包括附接凸缘，所述附接凸缘具有联接柱，所述联接柱构造为用以保持所述紧固件的一部分。

技术方案14.根据技术方案13所述的隔热包层组件，其特征在于，所述附接凸缘是金属的并且所述联接柱是尼龙的。

技术方案15.根据技术方案13所述的隔热包层组件，其特征在于，所述紧固件包括头部和螺杆部分，所述头部由所述外皮层保持，所述螺杆部分从所述第二表面伸出并远离、并构造为被保持在所述联接柱内。

技术方案16.根据技术方案12所述的隔热包层组件，其特征在于，所述外皮层是构造为用以密封所述气凝胶隔离材料的边缘的金属箔。

技术方案17.根据技术方案12所述的隔热包层组件，其特征在于，所述衬垫是聚酰亚胺膜。

技术方案18.一种用于燃气涡轮发动机的隔热包层组件，所述隔热包层组件包括：

隔热包层，所述隔热包层包括：

气凝胶隔离材料，所述气凝胶隔离材料具有相对地设置的第一表面和第二表面；

金属外皮层，所述金属外皮层覆盖所述气凝胶隔离材料的所述第一表面并包绕端部以覆盖所述第二表面的边缘；以及

一体化的紧固件，所述一体化的紧固件构造为与所述燃气涡轮发动机的整流罩上的结构配合；并且

其中，所述隔热包层的厚度在1.2mm到7.5mm的范围内。

技术方案19.根据技术方案18所述的隔热包层组件，进一步包括玻璃纤维隔离材料或陶瓷隔离材料中的至少一者。

技术方案20.根据技术方案18所述的隔热包层组件，其特征在于，所述隔热包层组件的安装后的重量将接近每平方米1.953千克或更小。

附图说明

在附图中：

图1是根据本公开内容的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是现有技术的附接至燃气涡轮发动机的整流罩的包层的横截面图。

图3是根据本公开内容的与组件的一部分分离的包层的横截面图，包层可被用在图1的燃气涡轮发动机中。

图4是类似于图3的包层的横截面图，其中，包层通过附接凸缘安装。

具体实施方式

本公开内容的所述方面涉及隔离包层、特别是用于燃气涡轮发动机中的隔离包层。出于说明的目的，将关于飞行器燃气涡轮发动机对本公开内容进行说明。然而，将会理解，本公开内容不限于此并且可在非飞行器应用中具有一般适用性，诸如包括但不限于航天、汽车、铁路和船舶的其它移动应用以及非移动的工业、商业和住宅应用中。尽管本公开内容的各方面针对隔离包层，本公开内容的各方面也能够应用于另外的隔离结构或材料，包括但不限于覆盖件、垫板、护罩等。

本文中使用的术语“前部”或“上游”指代沿朝向发动机入口的方向移动，或与另一部件相比相对更靠近发动机入口的部件。术语“后部”或“下游”指代相对于发动机中心线朝向发动机的后部或出口的方向。附加地，本文中使用的术语“径向”或“径向地”指代在发动机的中心纵向轴线与发动机外周之间延伸的维度。应当进一步理解，“一组”能够包括任意数量的相应说明的元件，包括仅一个元件的情况。

所有的方向性的参照(例如径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖向、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、后部等)仅用于识别的目的以帮助读者理解本公开内容，并不产生限制、特别是对本公开内容的位置、取向、或用途产生限制。连接参照(例如附接、联接、连接、和连结)做广义的解释，并且除非另有说明，能够包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对运动。因此，连接参照并不必然推断出两个元件直接连接并呈相对彼此固定的关系。示例性的附图仅是为了进行说明，在所附的附图中反映的尺寸、位置、顺序以及相对的大小可以改变。

图1示意性地示出了燃气涡轮或涡扇发动机10，其包括包围核心发动机14的至少一部分的机舱12。燃气涡轮发动机10具有大体上纵向延伸的轴线或中心线36，其从前向后延伸。定位于核心发动机14 前部的风扇组件16包括从风扇叶片20的阵列向前伸出的浆毂盖 (spinner)鼻状部18。核心发动机14示意性地示出为包括高压压缩机22、燃烧器24、高压涡轮机26和低压涡轮机28。进入风扇组件 16的大部分空气被旁路(bypassed)至燃气涡轮发动机10的后方用以产生附加的发动机推力。经旁路的空气穿过限定前-后气流导管的环形形状的旁路管道30或机舱12与内部核心整流罩32之间的气流导管 31，并经风扇出口喷嘴34离开旁路管道30。内部核心整流罩32限定了旁路管道30的径向内部边界，并提供了通向自核心发动机14向后延伸的主要排气喷嘴38的过渡表面。机舱12限定了旁路管道30的径向外部边界。经旁路的风扇气流在经风扇出口喷嘴34被排出之前穿过气流导管31。机舱12能够包括限定机舱12的外部边界的若干主要元件，包括、但不限于入口组件40、与包围风扇叶片20的发动机风扇壳接合的风扇整流罩42。

除了其它方面，内部核心整流罩32提供用于穿过旁路管道30的气流的空气动力轮廓、声抑制以及发动机系统故障保护(engine systems failure containment)。通常，内部核心整流罩32由利用环氧树脂或双马来酰亚胺树脂的铝胶合板或石墨复合板制造而成以提供强度和结构完整性。这些固化的树脂并且因此它们组成的结构板能够在高达250°F至450°F的温度范围保持结构性能。然而，在飞行器发动机机舱以及潜在的其它发动机、发电机或辅助动力启动(initial)装置中，有可能的是，泄漏的或失效的发动机第二管道、辅助管道或附件附接凸缘能够导致舱室温度长时间超过600°F。这将损伤结构部件或使结构部件退化，除非这些结构部件受到保护。

传统的飞行器机舱部件通过在隔离材料上喷涂或机械地附接隔离包层而被保护免受热的飞行器发动机环境的影响。图2是根据现有技术的用在高涵道燃气涡轮发动机的核心整流罩中的包层以及其它飞行器发动机机舱部件(例如发动机入口、反推装置和反式整流罩 (transcowls))的图示。用于现有技术的隔热包层50的当前材料和构造包括隔离材料52，例如由隔离边缘密封件54包围的玻璃或陶瓷纤维隔离材料。应当理解，在现有技术的隔热包层50中示出有间隔是为了清晰。诸如纤维玻璃(fiberglass)或其它材料的第一屏障56 可位于与整流罩相邻的侧部上。薄层钢58可位于相对面上并可包绕 (wrap around)以形成边缘收尾(closeout)。粘附剂59可被用于将薄层钢58附接至第一屏障56。

这种现有技术的隔热包层50使用许多传统的金属紧固件60进行附接，这些金属紧固件通常穿过现有技术的隔热包层50，诸如穿过所包含的金属索环61。这种传统的金属紧固件60延伸穿过现有技术的隔热包层50并且因而也需要被保护。通常在每一个传统金属紧固件 60上均包括隔离盖62，其示出为在传统金属紧固件60的头部64或螺母上。

由于在较新型的发动机设计中工作温度已经增加，它们的核心整流罩的日益严重的热环境需要更厚且更重的隔离包层50，这种隔离包层50在重量方面是不利的，其负面地影响燃料经济性、包围核心发动机部件的间隙以及对核心发动机执行的维护。这种现有技术隔热包层50的整体厚度66大于6mm(0.24英寸)并通常其范围高达19.0mm (0.75英寸)。诸如图2所示的当前隔离包层技术使用玻璃纤维或二氧化硅纤维编织垫(matting)作为隔离材料并利用带有隔离盖的由钢或钛制成的传统金属通过紧固件以便附接。此外，传统的现有技术隔热包层50的安装后的重量在每平方米4.88千克到每平方米2.93千克之间(每平方英尺0.6磅到1.0磅之间)，导致根据整流罩几何形状每个机舱反推装置的总重达到81.65千克(180磅)之多，并且可需要300到500个传统金属紧固件60，伴随有相关联的成本、复杂性、重量以及对整流罩结构的影响。传统隔热包层的厚度和传统金属紧固件60的伸出减少了用于发动机和附件包装的可用空间并迫使机舱线条较大进而增加阻力(drag)。

因此需要较薄的隔热包层，其能够实现可比的或较低的导热性，同时还使重量减小以便改进包层的效率以及改进安装有包层的发动机的整体效率。对改进的飞行器和发动机性能的继续寻求需要所述构造的全部元件以实现较低的重量以及在发动机机舱的情况下的减小的厚度以优化发动机装置并减小整体大小以及所导致的空气动力阻力。本公开内容的各方面涉及利用聚酰亚胺气凝胶(也被称为气凝胶) 作为隔离和保护介质的保护性隔离包层或隔离罩。本文使用的“气凝胶”或“聚酰亚胺气凝胶”能够包括被构造为、选择为或使得能够实现为用以承受应用的工作环境(诸如燃气涡轮发动机中的工作环境) 的气凝胶材料。在这个意义上，气凝胶材料可被构造为、选择为或使得能够实现为包括能够承受外部因素(包括、但不限于重复的物理处理、重复的振动、重复的负载应用等)而不破坏、毁损、或损失气凝胶的隔离质量或保护质量的耐久性。

例如，图3示出了根据本公开内容的各方面的示例性隔热包层组件70。这种隔热包层组件70可被用来包围燃气涡轮发动机的核心发动机(诸如图1所示的燃气涡轮发动机和核心)的一部分。隔热包层 72被包含于隔热包层组件70中并且包括分层构造，分层构造包括气凝胶隔离材料74，气凝胶隔离材料74具有第一表面76和与第一表面 76相对地设置的第二表面78。在本公开内容的另一非限制性方面中，隔热包层72能够包括分层构造，分层构造包括结合有玻璃纤维材料的气凝胶隔离材料74。将会理解，在隔热包层组件70中示出有间隔是为了使附图清晰，隔热包层组件70可以包括或可以不包括上述间隔。

衬垫80被包含于隔热包层72中并覆盖气凝胶隔离材料74的第二表面78。衬垫80可以是任何适合的材料，包括、但不限于薄聚酰亚胺膜。衬垫80可被选择为或构造为用以提供或使得能够实现最小厚度和重量、以及与气凝胶的制造相容性或用气凝胶的制造能力。在非限制性方面中，气凝胶隔离材料74可与其它隔离材料(包括、但不限于纤维玻璃或陶瓷隔离材料中的至少一者)进行层叠以产生具有增强的耐热性能的包层。在另外的非限制性方面中，前述的层叠可包括其它隔离材料与气凝胶的交织(interweaving)。

外皮层82也被包含于隔热包层72中。外皮层82覆盖气凝胶隔离材料74的第一表面76。外皮层82也可包绕气凝胶隔离材料74的一个端部84(或多个端部)、衬垫80的一部分以及第二表面78的一部分以形成边缘收尾。外皮层82可以是任何适合的材料，包括、但不限于金属外皮层。这种金属外皮层可以包括、但不限于金属箔。由于外皮层82形成了边缘收尾，将会理解，气凝胶隔离材料74可在其边缘处由外皮层82密封。除了其它方面，外皮层82形成了薄的一体式耐腐蚀面板以提供用以满足机舱整流罩结构的FAA(美国联邦航空局)要求的拦阻能力(arresting capability)。

粘附剂86可位于外皮层82的至少一部分与衬垫80之间，所述外皮层82的至少一部分被回折环绕(folded around)衬垫80的一部分。

为了进一步增强隔热包层72的低重量特性，一体式紧固件90可被包含于隔热包层组件70中。紧固件90可以是任何适合的紧固件，包括、但不限于模制的、聚酰亚胺紧固件，或也被结合至隔热包层72 内并需要整流罩结构上的简单配合特征的非金属材料。在所示示例中，头部92和螺杆部94被包含于紧固件90中。头部92示出为位于粘附剂86内、回折环绕衬垫80的一部分的外皮层82与衬垫80之间。以这种方式，头部92由外皮层82保持。螺杆部分94远离第二表面 78伸出并构造为被保持在整流罩结构上的配合特征内。隔热包层72 因而能够选择性地可从整流罩结构中移除并且如果损坏能够容易地进行更换。

同样在图3中示出了附接结构96，其被包含于隔热包层组件70 中。附接结构96可被安装至核心发动机的整流罩并构造为可操作地联接至紧固件90。将会理解，附接结构96可以是任何适合的结构，包括、但不限于所示的附接凸缘98，其附接至燃气涡轮发动机的核心发动机中的整流罩。联接柱100示出为被包含于附接凸缘98中。联接柱100构造为保持紧固件90的螺杆部分94。通过非限制性示例，附接凸缘98可以是金属的并且联接柱100可以是模制的聚酰亚胺棘轮柱。

图4示出了经由一体式紧固件90和附接结构96安装的隔热包层 72。一旦安装完成，隔热包层72热保护限定燃气涡轮发动机的旁路管道的边界的整流罩。衬垫80形成了冷侧屏障，冷侧以102表示，并且外皮层82形成了燃气涡轮发动机10中的热侧屏障，热侧以104表示。以结合的方式，内部核心整流罩32和隔热包层组件70可被安装成包围至少燃烧器部段(对应于燃烧器24)和涡轮机部段(对应于高压涡轮机26和低压涡轮机28)，并且隔热包层组件70用于通过限制内部核心整流罩32在发动机运行期间所经受的温度来保持内部核心整流罩32的结构完整性。内部核心整流罩32经受的非限制性示例温度可包括在发动机壳体泄漏、管道泄漏等类似事件中出现的升高温度。

本公开内容所设想的隔离包层组件(其示例在图3至图4 中示出) 包括隔热包层组件70，隔热包层组件70的厚度106在局部紧固件突出部最小的情况下范围从1.2mm(0.05英寸)到7.5mm(0.30英寸)。可以设想，隔热包层72的整体厚度可以在传统包层的整体厚度以下。此外，隔热包层组件70的安装后的重量将接近每平方米1.953千克(每平方英尺0.4磅)或更小，从而带来相应的、显著的重量节省以及所导致的燃料和有效载荷的改进。这包括使用少量的传统紧固件以在灾难性事件发生时将隔热包层72保持在适当位置。在本公开内容的一个非限制性方面中，传统紧固件的数量可以包括介于二十至五十个紧固件之间的范围。隔热包层72也将包括用于传统紧固件位置的热保护性盖。然而，如上所述，大多数紧固件将是一体式紧固件90，一体式紧固件90重量轻并且与隔热包层72成一体。

本文公开的隔离包层组件提供了多种益处，其可对成本和性能产生积极影响。更具体地，本公开内容的各方面将减小发动机装置并且因此减小飞行器重量，这可被利用以增加有效载荷或增加燃料范围，或可提供改进的特定燃料消耗率或性能。本文公开的各方面也将允许较小的机舱，这减小了空气动力阻力而且改进了特定燃料消耗率和性能。同样，由于低重量的隔离材料、薄的表面以及使用与包层成一体的模制聚酰亚胺卡扣式紧固件的附接装置的利用，包层可以更薄、更轻、并且更加有效。本文所述的更薄的组件可提供用于发动机或其关联附件的更多的包装空间。根据所提出的紧固件数量显著减少的紧固件方案可预期显著节省成本。

本书面说明使用示例来公开本公开内容，包括其最佳模式，并使本领域技术人员能够实施本公开内容，包括制作并使用任意装置或系统并执行任意所包含的方法。本公开内容的可授权范围由权利要求限定，并且能够包括本领域技术人员能够想到的其它示例。如果这些其它示例具有与权利要求的字面语言并无不同的结构元件，或如果它们包括与权利要求的字面语言具有非实质性差异的等效结构元件，这些其它示例意在落入权利要求的范围内。

Claims (19)

1.一种隔热覆盖件，所述隔热覆盖件包括：

气凝胶隔离材料，所述气凝胶隔离材料具有第一表面和第二表面，所述第二表面与所述第一表面相对地设置；

衬垫，所述衬垫覆盖所述气凝胶隔离材料的所述第二表面；以及

金属箔外皮层，所述金属箔外皮层覆盖所述气凝胶隔离材料的所述第一表面并包绕所述气凝胶隔离材料的端部、所述衬垫的一部分以及所述第二表面的一部分。

2.根据权利要求1所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述衬垫是聚酰亚胺膜。

3.根据权利要求1所述的隔热覆盖件，进一步包括粘附剂，所述粘附剂位于所述外皮层的至少一部分与所述衬垫之间。

4.根据权利要求3所述的隔热覆盖件，进一步包括一体式紧固件，所述一体式紧固件具有头部和螺杆部分。

5.根据权利要求4所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述一体式紧固件的所述头部位于所述粘附剂内。

6.根据权利要求5所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述螺杆部分穿过所述外皮层伸出。

7.根据权利要求4所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述隔热覆盖件经由所述一体式紧固件安装在燃气涡轮发动机的核心发动机中。

8.根据权利要求7所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述隔热覆盖件安装成用以热保护整流罩，所述整流罩限定所述燃气涡轮发动机的旁路管道的边界。

9.根据权利要求7所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述衬垫形成冷侧屏障并且所述外皮层形成所述燃气涡轮发动机中的热侧屏障。

10.根据权利要求1所述的隔热覆盖件，其特征在于，所述气凝胶隔离材料在一组边缘处由所述外皮层密封。

11.一种隔热包层组件，所述隔热包层组件覆盖燃气涡轮发动机的核心发动机的至少一部分，所述隔热包层组件包括：

隔热包层，所述隔热包层具有分层构造，所述分层构造包括：

气凝胶隔离材料，所述气凝胶隔离材料具有第一表面和第二表面，所述第二表面与所述第一表面相对地设置；

衬垫，所述衬垫覆盖所述气凝胶隔离材料的所述第二表面；

金属箔外皮层，所述金属箔外皮层覆盖所述气凝胶隔离材料的所述第一表面并包绕所述气凝胶隔离材料的端部、所述衬垫的一部分以及所述第二表面的一部分；以及

紧固件，所述紧固件被结合至所述包层并构造为可操作地紧固至所述核心发动机的整流罩。

12.根据权利要求11所述的隔热包层组件，进一步包括附接结构，所述附接结构安装至所述核心发动机的整流罩，其中，所述附接结构包括附接凸缘，所述附接凸缘具有联接柱，所述联接柱构造为用以保持所述紧固件的一部分。

13.根据权利要求12所述的隔热包层组件，其特征在于，所述附接凸缘是金属的并且所述联接柱是尼龙的。

14.根据权利要求12所述的隔热包层组件，其特征在于，所述紧固件包括头部和螺杆部分，所述头部由所述外皮层保持，所述螺杆部分从所述第二表面伸出并远离、并构造为被保持在所述联接柱内。

15.根据权利要求11所述的隔热包层组件，其特征在于，所述外皮层构造为用以密封所述气凝胶隔离材料的边缘。

16.根据权利要求11所述的隔热包层组件，其特征在于，所述衬垫是聚酰亚胺膜。

17.一种用于燃气涡轮发动机的隔热包层组件，所述隔热包层组件包括：

隔热包层，所述隔热包层包括：

气凝胶隔离材料，所述气凝胶隔离材料具有相对地设置的第一表面和第二表面；

金属外皮层，所述金属外皮层覆盖所述气凝胶隔离材料的所述第一表面并包绕端部以覆盖所述第二表面的边缘；以及

一体化的紧固件，所述一体化的紧固件构造为与所述燃气涡轮发动机的整流罩上的结构配合；并且

其中，所述隔热包层的厚度在1.2 mm到7.5 mm的范围内。

18.根据权利要求17所述的隔热包层组件，进一步包括玻璃纤维隔离材料或陶瓷隔离材料中的至少一者。

19.根据权利要求17所述的隔热包层组件，其特征在于，所述隔热包层组件的安装后的重量将接近每平方米1.953千克或更小。

Images