CN210707920U - 隔热组件和飞行器 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种隔热组件和飞行器。该隔热组件包括：防热压圈、防热挡圈和柔性防热件；防热挡圈的第一端套接在发动机喷管壳体的末端，防热挡圈的第二端与飞行器尾端壳体连接，以使防热挡圈对发动机喷管壳体和飞行器尾端壳体之间的间隙进行密封；柔性防热件包括第一防热部和与第一防热部连接的第二防热部，第一防热部封装在发动机喷管壳体和飞行器尾端壳体之间的间隙中，防热压圈位于飞行器尾端壳体内，且防热压圈套装在发动机喷管壳体上，第二防热部填充在防热压圈和飞行器尾端壳体之间。本申请解决了现有技术中如何在尾段壳体和发动机喷管之间进行隔热的技术问题。
Description
技术领域
本申请涉及机械设备技术领域，具体而言，涉及一种隔热组件和飞行器。
背景技术
随着航天技术的飞速发展，高超声速飞行器已经成为世界航天领域的重要发展方向。在高马赫的飞行条件下，飞行器自身由于气动加热引发的热环境问题也越来越严酷，尤其是位于发动机喷管的尾段底部，始终承受高温高压的燃气流的高密度辐射加热。因此对于尾段底部的热防护问题也成为航天技术中较为关键的系统之一。
尾段壳体位于飞行器发动机的后端，和发动机的后裙对接，对发动机的喷管起保护罩作用。尾段在飞行过程中承受发动机推力引起的轴向力，径向偏转力，切向力以及偏心引起的局部弯矩，保证飞行中的可靠连接和姿态控制，同时还能防止外部气流的冲击，高空中发动机火焰进入壳体内部，将内部仪器、设备烧毁。因此，在尾段壳体和发动机喷管之间必须采取有效的防隔热措施。
针对现有技术中如何在尾段壳体和发动机喷管之间进行隔热的问题，现有技术中并未提出有效的技术方案。
实用新型内容
本申请的主要目的在于提供一种隔热组件和飞行器，以解决现有技术中如何在尾段壳体和发动机喷管之间进行隔热的问题。
为了实现上述目的，第一方面，本申请实施例提供了一种隔热组件，该隔热组件包括：防热压圈、防热挡圈和柔性防热件；
防热挡圈的第一端套接在发动机喷管壳体的末端，防热挡圈的第二端与飞行器尾端壳体连接，以使防热挡圈对发动机喷管壳体和飞行器尾端壳体之间的间隙进行密封；
柔性防热件包括第一防热部和与第一防热部连接的第二防热部，第一防热部封装在发动机喷管壳体和飞行器尾端壳体之间的间隙中，防热压圈位于飞行器尾端壳体内，且防热压圈套装在发动机喷管壳体上，第二防热部填充在防热压圈和飞行器尾端壳体之间。
可选地，该隔热组件还包括连接件，连接件的一端连接在防热压圈上，连接件的另一端穿过第二防热部固定在飞行器尾端壳体上，以使防热压圈将第二防热部挤压在飞行器尾端壳体上。
可选地，第一防热部固定在发动机喷管壳体上。
可选地，第一防热部捆绑在发动机喷管壳体上。
可选地，防热挡圈粘接在第一防热部上。
可选地，该隔热组件还包括粘接层，粘接层位于防热挡圈和第一防热部之间。
可选地，粘接层的材料包括硅橡胶。
可选地，该隔热组件还包括防热板，防热板覆盖在飞行器尾端壳体的外表面。
可选地，防热板粘接在飞行器尾端壳体的外表面。
第二方面，本申请还提供了一种飞行器，包括上述隔热组件。
在本申请实施例提供的隔热组件中，采用防热压圈、防热挡圈和柔性防热件；通过防热挡圈的第一端套接在发动机喷管壳体的末端，防热挡圈的第二端与飞行器尾端壳体连接，以使防热挡圈对发动机喷管壳体和飞行器尾端壳体之间的间隙进行密封；柔性防热件包括第一防热部和与第一防热部连接的第二防热部，第一防热部封装在发动机喷管壳体和飞行器尾端壳体之间的间隙中，防热压圈位于飞行器尾端壳体内，且防热压圈套装在发动机喷管壳体上，第二防热部填充在防热压圈和飞行器尾端壳体之间。这样，通过防热压圈在飞行器尾端壳体的内侧将柔性防热件固定，通过防热挡圈将固定在发动机喷管壳体和飞行器尾端壳体的间隙之间的柔性防热件包裹，使得柔性防热件结构稳定，不易脱落，而柔性的柔性防热件密度小且热膨胀系数小于发动机喷管壳体，在发动机工作过程中，本柔性防热件仍然能起到高效的防隔热和热密封效果；进而解决现有技术中如何在尾段壳体和发动机喷管之间进行隔热的问题。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，使得本申请的其它特征、目的和优点变得更明显。本申请的示意性实施例附图及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1是根据本申请实施例提供的一种隔热组件的结构示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本申请保护的范围。
需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
在本申请中，术语“上”、“下”、“内”、“中”、“外”、“前”、“后”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。这些术语主要是为了更好地描述本申请及其实施例，并非用于限定所指示的装置、元件或组成部分必须具有特定方位，或以特定方位进行构造和操作。
并且，上述部分术语除了可以用于表示方位或位置关系以外，还可能用于表示其他含义，例如术语“上”在某些情况下也可能用于表示某种依附关系或连接关系。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解这些术语在本申请中的具体含义。
此外，术语“设置”、“连接”、“固定”、“安装”、“插接”、“滑动连接”、“活动连接”、“卡接”应做广义理解。例如，“连接”可以是固定连接，可拆卸连接，或整体式构造；可以是机械连接，或电连接；可以是直接相连，或者是通过中间媒介间接相连，又或者是两个装置、元件或组成部分之间内部的连通。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。其中，图1是根据本申请实施例提供的一种隔热组件的结构示意图。
实施例一
本申请涉及一种隔热组件，参见图1，该隔热组件包括：防热压圈2、防热挡圈3和柔性防热件4；
防热挡圈3的第一端套接在发动机喷管壳体1的末端，防热挡圈3的第二端与飞行器尾端壳体5连接，以使防热挡圈3对发动机喷管壳体1和飞行器尾端壳体5之间的间隙进行密封；
柔性防热件4包括第一防热部41和与第一防热部41连接的第二防热部42，第一防热部41封装在发动机喷管壳体1和飞行器尾端壳体5之间的间隙中，防热压圈2位于飞行器尾端壳体5内，且防热压圈2套装在发动机喷管壳体1上，第二防热部42填充在防热压圈2和飞行器尾端壳体5之间。
具体的，通过防热压圈2将柔性防热件4包括的第二防热部42压紧固定在飞行器尾端壳体5的内侧，通过在发动机喷管壳体1和飞行器尾端壳体5之间的间隙将第一防热部41夹紧，形成完整且可靠的隔热结构，并通过防热挡圈3对柔性防热件4进行封装，防止发动机的尾焰与柔性防热件4有所接触，对柔性防热件4造成破坏，而柔性的柔性防热件4密度小且热膨胀系数小于发动机喷管壳体1，因此，在发动机工作过程中，发动机喷管壳体1膨胀只会将柔性防热件4紧紧压合在飞行器尾端壳体5上，柔性防热件4在飞行器尾端壳体5和发动机喷管壳体1之间仍然能起到高效的防隔热和热密封效果。
其中，防热压圈2的材料可以包括金属，例如，钢、铝合金等，防热挡圈3的材料可以包括高温合金、高温陶瓷等耐高温结构材料，而防热板的材料可以包括耐高温的复合材料，例如，碳纤维，硼纤维和树脂类等。
可选地，柔性防热件4的材料可以包括纤维质隔热材料、石棉纤维材料和颗粒型隔热材料等。
可选地，该隔热组件还包括连接件7，连接件7的一端连接在防热压圈2上，连接件7的另一端穿过第二防热部42固定在飞行器尾端壳体5上，以使防热压圈2将第二防热部42挤压在飞行器尾端壳体5上。
其中，连接件7可以是螺钉，螺钉依次穿过防热压圈2和第二防热部42连接在飞行器尾端壳体5上，防热压圈2通过螺钉能够实现将柔性防热件4紧紧固连在飞行器尾段壳体的内侧，能保证防柔性防热件4不会因为飞行器的飞行工况产生内部松散和脱落。
可选地，第一防热部41固定在发动机喷管壳体1上。具体地，第一防热部41捆绑在发动机喷管壳体1上。其中，可以通过钢丝绳等辅助工具将第一防热部41捆绑在发动机喷管壳体1上，以完成第一防热部41固定在发动机喷管壳体1上。
可选地，防热挡圈3粘接在第一防热部41上。
可选地，该隔热组件还包括粘接层(图中未示出)，粘接层位于防热挡圈3和第一防热部41之间。
可选地，粘接层的材料可以包括硅橡胶。其中，硅橡胶的耐热性能很突出，在180℃下可长期工作，稍高于200℃也能承受数周或更长时间仍有弹性，瞬时可耐300℃以上的高温；因此，粘接层的材料可以采用硅橡胶。
可选地，该隔热组件还包括防热板6，防热板6覆盖在飞行器尾端壳体5的外表面。
具体的，在飞行器尾端壳体5的外表面通过防热板6进行热防护，实现飞行器尾端壳体5的后端面在发动机喷管出口处的有效隔热。
可选地，防热板6可以粘接在飞行器尾端壳体5的外表面。
具体的，本隔热组件在飞行器上的具体安装方法包括：
首先将飞行器尾段壳体外侧的防热板6粘接完好，将防热压圈2和柔性防热件4包括的第二防热部42通过螺钉固连在飞行器尾段壳体的内侧，然后对接发动机喷管壳体1和飞行器尾段壳体，当发动机喷管壳体1和飞行器尾段壳体对接完成时，柔性防热件4包括的第一防热部41也随着被挤压带出飞行器尾段壳体之外，使用钢丝绳等辅助工具将柔性防热件4绑扎在发动机喷管壳体1上，之后在柔性防热件4包括的第一防热部41上抹上硅橡胶，最后使用防热挡圈3将柔性防热件4包括的第一防热部41压紧。
在本申请实施例提供的隔热组件中，采用防热压圈2、防热挡圈3和柔性防热件4；通过防热挡圈3的第一端套接在发动机喷管壳体1的末端，防热挡圈3的第二端与飞行器尾端壳体5连接，以使防热挡圈3对发动机喷管壳体1和飞行器尾端壳体5之间的间隙进行密封；柔性防热件4包括第一防热部41和与第一防热部41连接的第二防热部42，第一防热部41封装在发动机喷管壳体1和飞行器尾端壳体5之间的间隙中，防热压圈2位于飞行器尾端壳体5内，且防热压圈2套装在发动机喷管壳体1上，第二防热部42填充在防热压圈2和飞行器尾端壳体5之间。这样，通过防热压圈2在飞行器尾端壳体5的内侧将柔性防热件4固定，通过防热挡圈3将固定在发动机喷管壳体1和飞行器尾端壳体5的间隙之间的柔性防热件4包裹，使得柔性防热件4结构稳定，不易脱落，而柔性的柔性防热件4密度小且热膨胀系数小于发动机喷管壳体1，在发动机工作过程中，本柔性防热件4仍然能起到高效的防隔热和热密封效果；进而解决现有技术中如何在尾段壳体和发动机喷管之间进行隔热的问题。
实施例二
本申请实施例还提供了一种飞行器，该飞行器包括实施例一所述的隔热组件。
在本申请实施例提供的飞行器中，采用实施例一所述的隔热组件，可以解决尾段壳体和发动机喷管之间进行隔热的问题，使得本飞行器的尾端具有较好的防隔热效果。
以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种隔热组件，其特征在于，所述隔热组件包括防热压圈、防热挡圈和柔性防热件；
所述防热挡圈的第一端套接在发动机喷管壳体的末端，所述防热挡圈的第二端与飞行器尾端壳体连接，以使所述防热挡圈对所述发动机喷管壳体和所述飞行器尾端壳体之间的间隙进行密封；
所述柔性防热件包括第一防热部和与所述第一防热部连接的第二防热部，所述第一防热部封装在所述发动机喷管壳体和所述飞行器尾端壳体之间的间隙中，所述防热压圈位于所述飞行器尾端壳体内，且所述防热压圈套装在所述发动机喷管壳体上，所述第二防热部填充在所述防热压圈和所述飞行器尾端壳体之间。
2.根据权利要求1所述的隔热组件，其特征在于，所述隔热组件还包括连接件，所述连接件的一端连接在所述防热压圈上，所述连接件的另一端穿过所述第二防热部固定在所述飞行器尾端壳体上，以使所述防热压圈将所述第二防热部挤压在所述飞行器尾端壳体上。
3.根据权利要求1所述的隔热组件，其特征在于，所述第一防热部固定在所述发动机喷管壳体上。
4.根据权利要求3所述的隔热组件，其特征在于，所述第一防热部捆绑在所述发动机喷管壳体上。
5.根据权利要求3所述的隔热组件，其特征在于，所述防热挡圈粘接在所述第一防热部上。
6.根据权利要求5所述的隔热组件，其特征在于，所述隔热组件还包括粘接层，所述粘接层位于所述防热挡圈和所述第一防热部之间。
7.根据权利要求6所述的隔热组件，其特征在于，所述粘接层的材料包括硅橡胶。
8.根据权利要求1所述的隔热组件，其特征在于，所述隔热组件还包括防热板，所述防热板覆盖在所述飞行器尾端壳体的外表面。
9.根据权利要求8所述的隔热组件，其特征在于，所述防热板粘接在所述飞行器尾端壳体的外表面。
10.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1-9任一项所述隔热组件。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201920338148.4U CN210707920U (zh) | 2019-03-15 | 2019-03-15 | 隔热组件和飞行器 |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| CN201920338148.4U CN210707920U (zh) | 2019-03-15 | 2019-03-15 | 隔热组件和飞行器 |
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| CN210707920U true CN210707920U (zh) | 2020-06-09 |
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| CN201920338148.4U Active CN210707920U (zh) | 2019-03-15 | 2019-03-15 | 隔热组件和飞行器 |
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|---|---|
| CN (1) | CN210707920U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112343737A (zh) * | 2020-10-12 | 2021-02-09 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种运载火箭 |
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2019
- 2019-03-15 CN CN201920338148.4U patent/CN210707920U/zh active Active
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| CN112343737A (zh) * | 2020-10-12 | 2021-02-09 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种运载火箭 |
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Legal Events
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| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
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| CP03 | Change of name, title or address |
Address after: 401120 No.618 Liangjiang Avenue, Longxing Town, Yubei District, Chongqing Patentee after: Chongqing Zero One Space Technology Group Co.,Ltd. Address before: 100176 Room 101, floor 1, building 10, yard 2, No. 31, Kechuang 13th Street, economic and Technological Development Zone, Daxing District, Beijing Patentee before: Beijing Zero One Space Technology Group Co.,Ltd. |
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| TR01 | Transfer of patent right |
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| PE01 | Entry into force of the registration of the contract for pledge of patent right | ||
| PE01 | Entry into force of the registration of the contract for pledge of patent right |
Denomination of utility model: Insulation components and aircraft Effective date of registration: 20220705 Granted publication date: 20200609 Pledgee: Chongqing Liangjiang Aerospace Industry Investment Group Co.,Ltd. Pledgor: Xi'an zero one space technology Co.,Ltd.|CHONGQING ONE SPACE AEROSPACE TECHNOLOGY CO.,LTD. Registration number: Y2022500000039 |