CN112829955A - 一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，包括：石英纤维套管、高温密封腻子、T型高温合金压板、舱体、进气道、预制气凝胶隔热体和复材防热套；所述舱体下侧安装所述复材防热套，所述舱体上侧安装所述进气道，所述进气道连接所述复材防热套，所述舱体和所述进气道之间安置所述预制气凝胶隔热体，所述T型高温合金压板紧贴所述进气道和所述复材防热套，所述T型高温合金压板和所述进气道之间安装所述石英纤维套管，所述T型高温合金压板、所述进气道和所述复材防热套之间填充所述高温密封腻子。本发明结构简单、工艺实现性强、加工周期短，适用于飞行器进气道与舱体轴向连接处的缝隙热密封。

Description

一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构
技术领域
本发明涉及热密封结构，具体地，涉及一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构。
背景技术
飞行器在临近空间长时间巡航，会面临着严重的气动加热环境，尤其是在进气道与舱体连接部位，气流受到进气道的干扰，气动加热环境更为严酷。同时，为了在飞行器飞行过程中维持进气道的气动外形不变，其材料选为高温合金，而舱体结构的外防热套通常是可烧蚀性的防热复合材料。为解决进气道与复材防热套二者材料受热之后的热匹配问题，常常要在两者连接位置留有一定尺寸的缝隙，在这种情况下，高温合金进气道与复材防热套之间的热密封设计就显得非常重要。目前，还未有有效的可用于飞行器进气道与舱体之间轴向安装区域的热密封结构。CN107664465A提供了一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，起到了一种热密封作用。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构。
根据本发明提供的一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，包括：石英纤维套管、高温密封腻子、T型高温合金压板、舱体、进气道、预制气凝胶隔热体和复材防热套；
所述舱体下侧安装所述复材防热套，所述舱体上侧安装所述进气道，所述进气道连接所述复材防热套，所述舱体和所述进气道之间安置所述预制气凝胶隔热体，所述T型高温合金压板紧贴所述进气道和所述复材防热套，所述T型高温合金压板和所述进气道之间安装所述石英纤维套管，所述T型高温合金压板、所述进气道和所述复材防热套之间填充所述高温密封腻子。
优选地，所述舱体下侧设置为第一大直径圆弧，所述舱体上侧设置为第一小直径圆弧，所述第一大直径圆弧直径大于所述第一小直径圆弧直径。
优选地，所述复材防热套设置为圆弧形并紧贴所述第一大直径圆弧外侧，所述复材防热套弧度大于所述第一大直径圆弧弧度。
优选地，所述T型高温合金压板一侧为竖直板，所述竖直板向另一侧垂直延伸出水平板，所述竖直板下部宽度小于上部。
优选地，所述复材防热套紧贴所述水平板和所述竖直板下部。
优选地，所述进气道设置为由两段圆心相同直径不同的圆弧板通过两侧直板连接围成的扇形板，所述进气道上侧设置为第二大直径圆弧，所述进气道下侧设置为第二小直径圆弧，所述第二大直径圆弧直径大于所述第二小直径圆弧直径。
优选地，所述竖直板通过螺钉固定连接所述进气道两侧。
优选地，所述进气道两侧设置凹槽，所述凹槽内安装所述石英纤维套管，所述石英纤维套管内填充隔热气凝胶。
优选地，所述进气道、所述复材防热套与所述第一小直径圆弧形成空腔内壁涂抹所述高温密封腻子，所述进气道与所述T型高温合金压板连接处涂抹所述高温密封腻子。
优选地，所述高温密封腻子采用硅橡胶基材质。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明高温密封腻子属于硅橡胶基材质，自身变形量大，能够适应高温合金进气道与复材防热套之间的热变形。
2、T型高温合金压板在进气道与复材防热套之间形成“U”型密封结构，可以很有效的隔绝复材防热套外部的高温气体。
3、本发明结构简单、工艺实现性强、加工周期短，适用于飞行器进气道与舱体轴向连接处的缝隙热密封。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构立体结构示意图；
图2为进气道与舱体轴向安装区域热密封结构局部剖视图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1和图2所示，一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，包括：石英纤维套管1、高温密封腻子2、T型高温合金压板3、舱体4、进气道5、预制气凝胶隔热体6和复材防热套7；舱体4下侧安装复材防热套7，舱体4上侧安装进气道5，进气道5连接复材防热套7，舱体4和进气道5之间安置预制气凝胶隔热体6，T型高温合金压板3紧贴进气道5和复材防热套7，T型高温合金压板3和进气道5之间安装石英纤维套管1，T型高温合金压板3、进气道5和复材防热套7之间填充高温密封腻子2。
具体地，将预制气凝胶隔热体6安装在舱体4之上，之后用进气道5将预制气凝胶隔热体6压紧在飞行器舱体4上；飞行器进气道5侧面开有密封凹槽，将石英纤维套管1安装在进气道5侧面的凹槽内，在进气道5与舱体4之间的空腔以及T型高温合金压板3与舱体4连接区域涂满高温密封腻子2，将T型高温合金压板3插入进气道5与舱体4之间的凹槽中，并用螺钉8将T型高温合金压板3与进气道5连接。安装完成后，清理多余的高温密封腻子2，使其维持进气道气动外形。高温密封腻子2属于硅橡胶基材质，自身变形量大，能够适应高温合金进气道5与复材防热套7之间的热变形。T型高温合金压板3在进气道5与复材防热套7之间形成“U”型密封结构，可以很有效的隔绝复材防热套7外部的高温气体。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，其特征在于，包括：石英纤维套管(1)、高温密封腻子(2)、T型高温合金压板(3)、舱体(4)、进气道(5)、预制气凝胶隔热体(6)和复材防热套(7)；
所述舱体(4)下侧安装所述复材防热套(7)，所述舱体(4)上侧安装所述进气道(5)，所述进气道(5)连接所述复材防热套(7)，所述舱体(4)和所述进气道(5)之间安置所述预制气凝胶隔热体(6)，所述T型高温合金压板(3)紧贴所述进气道(5)和所述复材防热套(7)，所述T型高温合金压板(3)和所述进气道(5)之间安装所述石英纤维套管(1)，所述T型高温合金压板(3)、所述进气道(5)和所述复材防热套(7)之间填充所述高温密封腻子(2)。
2.根据权利要求1所述一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，其特征在于：所述舱体(4)下侧设置为第一大直径圆弧，所述舱体(4)上侧设置为第一小直径圆弧，所述第一大直径圆弧直径大于所述第一小直径圆弧直径。
3.根据权利要求2所述一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，其特征在于：所述复材防热套(7)设置为圆弧形并紧贴所述第一大直径圆弧外侧，所述复材防热套(7)弧度大于所述第一大直径圆弧弧度。
4.根据权利要求3所述一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，其特征在于：所述T型高温合金压板(3)一侧为竖直板，所述竖直板向另一侧垂直延伸出水平板，所述竖直板下部宽度小于上部。
5.根据权利要求4所述一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，其特征在于：所述复材防热套(7)紧贴所述水平板和所述竖直板下部。
6.根据权利要求4所述一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，其特征在于：所述进气道(5)设置为由两段圆心相同直径不同的圆弧板通过两侧直板连接围成的扇形板，所述进气道(5)上侧设置为第二大直径圆弧，所述进气道(5)下侧设置为第二小直径圆弧，所述第二大直径圆弧直径大于所述第二小直径圆弧直径。
7.根据权利要求6所述一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，其特征在于：所述竖直板通过螺钉(8)固定连接所述进气道(5)两侧。
8.根据权利要求6所述一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，其特征在于：所述进气道(5)两侧设置凹槽，所述凹槽内安装所述石英纤维套管(1)，所述石英纤维套管(1)内填充隔热气凝胶。
9.根据权利要求6所述一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，其特征在于：所述进气道(5)、所述复材防热套(7)与所述第一小直径圆弧形成空腔内壁涂抹所述高温密封腻子(2)，所述进气道(5)与所述T型高温合金压板(3)连接处涂抹所述高温密封腻子(2)。
10.根据权利要求9所述一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构，其特征在于：所述高温密封腻子(2)采用硅橡胶基材质。
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