CN109488771B - 快速拆装分瓣迷宫式热密封结构 - Google Patents

Abstract

快速拆装分瓣迷宫式热密封结构，包括设置在喷管扩张段底部径向向外的台阶式翻边(1)、分瓣式圆环(2)、截面为L型的圆环框(3)；圆环框(3)一个端面记为安装面安装在舱段壳体底部内壁，与该安装面垂直的另一端面记为基准面与舱段壳体底部端面齐平；分瓣式圆环(2)的一端为平面，与平面相对的一面为台阶面；所述的平面与基准面贴合并连接固定，所述的台阶面与台阶式翻边(1)形成径向间隙配合关系，轴向间隙或者贴合配合关系；所有的分辩式圆环(2)连接构成一个整体圆环结构。在动力系统工作中防止燃气流进入舱体内，保证舱内温度满足仪器正常工作使用要求。能够适应动力系统工作中的径向及轴向变形，不对喷管产生附加挤压外力，改善由于喷管膨胀而对结构力学环境的变化。

Description

快速拆装分瓣迷宫式热密封结构

技术领域

本发明属于防热结构设计领域。

背景技术

高超声速飞行器的动力系统喷管位于舱段内部，安装后喷管端面与舱段底部存在环向缝隙。在动力系统工作时，飞行器底部由于喷管火焰燃气流回流作用，造成周围热环境恶劣，为避免动力系统工作时燃气流从底部进入舱段内，需要对该缝隙进行热密封处理，底部密封结构必须具有良好的隔热性能，同时能够适用喷管的变形量。由于动力系统喷管为复合材料，不能承受挤压外力作用，且工作过程中沿轴向和径向会发生膨胀变形，喷管变形量因动力系统内部压力不同而变化，同时产生高温高压燃气流。因此底部密封结构必须具有可靠密封、不对喷管产生挤压外力、耐气流烧蚀和冲刷的功能，对该结构缝隙的热密封处理十分关键。

目前大部分大型飞行器底部均采用刚柔耦合的“弹性夹+防热环+防热绳”动态封堵结构形式。在动力系统喷管与壳体缝隙之间放置弹性夹，安装后与喷管紧密贴合，在喷管变形时能适应其运动变化，从而带动整个内防热结构随着喷管变形而变形，时刻保持良好的贴合状态，不对喷管产生附加挤压外力，在弹性夹的沟槽中，用无机材料防热绳填满，起隔热作用，具有良好的隔热性能，其也呈弹性，可随着喷管变形运动而变化。但该方案多用于利用燃气流参与控制的飞行器型号，安装形式复杂，零部件种类较多，整体重量较大，不满足快速拆装及减重要求，针对大型高超声速飞行器底部热密封结构的优化需求迫在眉睫。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种适用于高超声速飞行器的分瓣迷宫式热密封结构。

本发明的技术解决方案是：

快速拆装分瓣迷宫式热密封结构，包括设置在喷管扩张段底部径向向外的台阶式翻边、分瓣式圆环、截面为L型的圆环框；

圆环框一个端面记为安装面安装在舱段壳体底部内壁，与该安装面垂直的另一端面记为基准面与舱段壳体底部端面齐平；分瓣式圆环的一端为平面，与平面相对的一面为台阶面；所述的平面与基准面贴合并连接固定，所述的台阶面与台阶式翻边形成径向间隙配合关系，轴向间隙或者贴合配合关系；所有的分辩式圆环连接构成一个整体圆环结构。

快速拆装分瓣迷宫式热密封结构，包括设置在喷管扩张段底部径向向外的台阶式翻边、分瓣式圆环；舱段壳体底部向内翻边，该翻边记为基准面；分瓣式圆环的一端为平面，与平面相对的一面为台阶面；所述的平面与基准面贴合并连接固定，所述的台阶面与台阶式翻边形成径向间隙配合关系，轴向间隙或者贴合配合关系，所有的分辩式圆环连接构成一个整体圆环结构。

优选的，分瓣式圆环上设置台阶式的螺栓安装孔，通过连接螺栓实现与基准面之间的连接，螺栓头所处的安装孔内壁固装底部塞子，所述的塞子的外端面与所在安装孔外端面平齐。

优选的，所述的径向间隙取值范围2-5.5mm。

优选的，所述的轴向间隙取值范围0-3.5mm。

优选的，所有分瓣式圆环连接处采用直角台阶搭接方式进行连接。

优选的，所述的分瓣式圆环台阶面上位于舱段壳体底部外壁一侧径向内设置斜面。

优选的，所述的分辩式圆环的瓣数最优为2瓣。

优选的，两个分辩式圆环安装后的将纵向缝隙分别放置在弹体坐标系Y向的Ⅰ、Ⅲ象限。

优选的，所述的分瓣式圆环材料为使用温度大于飞行中结构表面最大温度的防隔热烧蚀材料。

(1)“分瓣式”圆环安装结构设计

原有的飞行器产品喷管密封均采用“弹性夹+整体圆环+隔热绳”方案，在喷管与壳体缝隙之间放置弹性夹，并在弹性夹沟槽中，用无机材料隔热绳填满，最外处安装整体圆环共同起隔热作用，该方案安装形式复杂，零部件种类多，整体重量较大，操作复杂，该整体圆环结构无缝隙处理，已应用于大部分飞行器中，形成传统喷管密封方式。为了简化零部件种类及数量、整体质量轻，便于安装操作及使用维修，有效降低产品成本，提高武器系统的快速反应能力，打破整体圆环结构，创新提出采用两个“分瓣式”圆环安装，使其更加符合现代化作战的使用需求。可以满足快速拆装反应要求，并能在适应动力系统喷管变形的同时有效阻挡喷管火焰燃气流回流。

(2)预留缝隙的变形结构设计

利用喷管外形及分瓣式圆环设计“迷宫式”密封结构，通过预留径向及轴向缝隙来适应动力系统工作中碰管的径向及轴向变形，不对喷管产生附加挤压外力，能够有效解决原有密封结构与喷管变形接触受力难题，改善由于喷管膨胀而对结构力学环境的变化。

(3)“迷宫式”密封结构设计的高可靠性

根据发射无燃气流参控的需求，为简化尾部封堵防热结构，并适应动力系统喷管变形及尺寸公差，提出一种既能适应动力系统喷管变形，又能对飞行器底部起到热防护密封作用的分瓣迷宫式热密封结构。该结构由动力系统喷管及分瓣式圆环组合形成迷宫阻挡结构，用来防止燃气流进入舱内，保证舱内温度，通过迷宫预留间隙来适应变形要求。该结构可应用于非燃气流控制飞行器的底部防热密封设计，结构设计尺寸对喷管加工公差适应性较强，不对喷管产生附加挤压外力，操作快捷，结构及安装形式简便，并有减重和降低成本效果。

该结构及材料还具有良好的隔热、耐气流烧蚀和冲刷性能，经过大量试验考核证明该结构具有高可靠使用性能。该分瓣迷宫式热密封结构可应用于各类高超声速飞行器热密封设计。

附图说明

图1为本发明结构组成示意图；

图2为本发明结构安装示意图；

图3为本发明分瓣式圆环三维结构示意图；

图4为本发明两个分瓣式圆环搭接结构示意图；

图5、6分别为本发明变形前及变形后的最大理论缝隙示意图；

图7为本发明飞行器底部温度场及流场分析数值模拟示意图。

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明作详细说明。

本发明分瓣迷宫式热密封结构在动力系统工作中防止燃气流进入舱体内，保证舱内温度满足仪器正常工作使用要求。能够适应动力系统工作中的径向及轴向变形，不对喷管产生附加挤压外力，改善由于喷管膨胀而对结构力学环境的变化。能够适应动力系统工作过程中会产生高温高压燃气流，出口端面热环境恶劣的环境，具有良好的隔热、耐气流烧蚀和冲刷的性能。

实施例1

高超声速飞行器的分瓣迷宫式热密封结构，利用大喷管翻边结构进行迷宫式防热设计。该结构设置在喷管扩张段底部径向向外的台阶式翻边1、分瓣式圆环2、截面为L型的圆环框3，其结构组成及安装示意如图1、2所示。

圆环框3起到连接舱体及分瓣式圆环2的作用，一个端面记为安装面安装在舱段壳体底部内壁，与该安装面垂直的另一端面记为基准面与舱段壳体底部端面齐平；分瓣式圆环2为分瓣台阶式环状物，材料为高硅氧。分瓣式圆环2结构外形如图3、4所示。具体的，分瓣式圆环2的一端为平面，与平面相对的一面为台阶面；分瓣式圆环2上设置台阶式的螺栓安装孔，通过连接螺栓4实现与基准面之间的连接，螺栓头所处的安装孔内壁固装底部塞子5，所述的塞子5的外端面与所在安装孔外端面平齐。所述的平面与基准面贴合并连接固定，所述的台阶面与台阶式翻边1形成径向间隙配合关系，轴向间隙或者贴合配合关系，分瓣式圆环2台阶面上位于舱段壳体底部外壁一侧径向内设置斜面。斜面角度在满足塞子安装要求前提下，尽可能的大。所有的分辩式圆环2连接构成一个整体圆环结构。优选的，分辩式圆环2分为两瓣，每瓣180°，连接处采用直角台阶搭接方式进行连接。分瓣式圆环整体通过连接螺钉4与圆环框3进行连接。

分瓣式圆环2台阶与台阶式翻边1自身形成“双折点迷宫式”结构阻挡燃气流进入舱内，控制舱内温度环境，并为了适应喷管工作过程中的径向变形、轴向变形及径向尺寸偏差、轴向长度尺寸公差，同时考虑分瓣式圆环2安装尺寸，设计初始安装时径向缝隙单边预留5mm，轴向缝隙预留3mm，该结构设计可适应喷管变形、满足加工安装需求。“双折点迷宫式”结构变形前及变形后的最大理论缝隙如图5、6所示，其中考虑分瓣式圆环2零件尺寸公差，变形后轴向最大缝隙为10.5mm，径向最大缝隙为5.5mm。底部塞子5用于封堵连接螺钉4孔，防止连接螺钉4由于燃气流烧蚀而导致连接失效。

在总装中，先将动力系统与舱段对接，喷管安装到位，使喷管台阶式翻边与圆环框相对位置固定，并测量轴向缝隙(此值减去分瓣式圆环环形台阶厚度就为最终预留轴向缝隙)。然后将两个分瓣式圆环分别插入喷管台阶式翻边与底部L型框的间隙，通过12个M8连接螺钉与防热套L型框进行连接，连接螺钉拧紧后施加安装力矩保证连接可靠，并在螺钉孔处安装底部塞子，底部塞子螺纹处需涂抹防热胶。两个分瓣式圆环之间通过台阶搭接安装，安装后两瓣之间存在纵向缝隙，在安装过程中将该缝隙放置在弹体坐标系Y向的Ⅰ、Ⅲ象限。整体结构安装完毕后，对分瓣式圆环与喷管台阶式翻边的径向缝隙进行测量，以检验缝隙是否满足设计指标。

考虑动力系统喷管最大轴向变形量，加上加工、安装尺寸公差，在动力系统工作段分瓣式圆环2与动力系统喷管最大轴向间隙可达到10.5mm，径向间隙最大5.5mm，由于较大缝隙的存在需要对动力系统工作中底部热气流流场及热传导进行分析，计算最大间隙的流场情况。根据底部密封结构和动力系统喷管出口参数，对飞行器底部流动进行了数值模拟，具体温度场及流场分析如图7所示。

根据分析结果表明，喷管底部为欠膨胀流动结构，迷宫缝隙内和舱体内的流动为低速低压流动，舱内压力低于环境压力，动力系统喷管处的高温高压主流动并未进入舱体内，温度满足使用要求。说明该分瓣迷宫式热密封结构设计合理可行。

实施例2

快速拆装分瓣迷宫式热密封结构，包括设置在喷管扩张段底部径向向外的台阶式翻边1、分瓣式圆环2；舱段壳体底部向内翻边，该翻边记为基准面；分瓣式圆环2的一端为平面，与平面相对的一面为台阶面；所述的平面与基准面贴合并连接固定，所述的台阶面与台阶式翻边1形成径向间隙配合关系，轴向间隙或者贴合配合关系，所有的分辩式圆环2连接构成一个整体圆环结构。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (7)

1.快速拆装分瓣迷宫式热密封结构，其特征在于：包括设置在喷管扩张段底部径向向外的台阶式翻边(1)、分瓣式圆环(2)、截面为L型的圆环框(3)；

圆环框(3)一个端面记为安装面安装在舱段壳体底部内壁，与该安装面垂直的另一端面记为基准面与舱段壳体底部端面齐平；分瓣式圆环(2)的一端为平面，与平面相对的一面为台阶面；所述的平面与基准面贴合并连接固定，所述的台阶面与台阶式翻边(1)形成径向间隙配合关系，轴向间隙配合关系，形成双折点迷宫式结构；所有的分辩式圆环(2)连接构成一个整体圆环结构；所述的径向间隙取值范围5-5.5mm；所述的轴向间隙取值范围3-3.5mm，轴向变形后轴向间隙取值范围7-10.5mm；分瓣式圆环(2)上设置台阶式的螺栓安装孔，通过连接螺栓(4)实现与基准面之间的连接，螺栓头所处的安装孔内壁固装底部塞子(5)，所述的底部塞子(5)的外端面与所在安装孔外端面平齐。

2.快速拆装分瓣迷宫式热密封结构，其特征在于：包括设置在喷管扩张段底部径向向外的台阶式翻边(1)、分瓣式圆环(2)；

舱段壳体底部向内翻边，该翻边记为基准面；分瓣式圆环(2)的一端为平面，与平面相对的一面为台阶面；所述的平面与基准面贴合并连接固定，所述的台阶面与台阶式翻边(1)形成径向间隙配合关系，轴向间隙配合关系，形成双折点迷宫式结构，所有的分辩式圆环(2)连接构成一个整体圆环结构；所述的径向间隙取值范围5-5.5mm；所述的轴向间隙取值范围3-3.5mm，轴向变形后轴向间隙取值范围7-10.5mm；分瓣式圆环(2)上设置台阶式的螺栓安装孔，通过连接螺栓(4)实现与基准面之间的连接，螺栓头所处的安装孔内壁固装底部塞子(5)，所述的底部塞子(5)的外端面与所在安装孔外端面平齐。

3.根据权利要求1或2所述的结构，其特征在于：所有分瓣式圆环(2)连接处采用直角台阶搭接方式进行连接。

4.根据权利要求1或2所述的结构，其特征在于：所述的分瓣式圆环(2)台阶面上位于舱段壳体底部外壁一侧径向内设置斜面。

5.根据权利要求3所述的结构，其特征在于：所述的分辩式圆环(2)的瓣数为2瓣。

6.根据权利要求5所述的结构，其特征在于：两个分辩式圆环(2)安装后将纵向缝隙分别放置在弹体坐标系Y向的Ⅰ、Ⅲ象限。

7.根据权利要求1或2所述的结构，其特征在于：所述的分瓣式圆环(2)材料为使用温度大于飞行中结构表面最大温度的防隔热烧蚀材料。

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