[发明专利]一种飞行器进气道与舱体轴向安装区域热密封结构

说明书

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。

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。