专利名称：一种火箭用石英窗安装结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种火箭石英窗安装结构，适用于内部设备对舱外环境进行光学观察的石英窗在火箭舱体上的安装。
背景技术：
为了满足中小型探空火箭空间科学探测的要求，有效载荷需要在舱体外壁需要设计石英玻璃窗口进行光学探测。为确保石英窗口在飞行过程中的结构完整性与工作可靠性，火箭石英窗安装结构技术需要解决高速飞行条件下火箭舱体侧壁石英玻璃窗口在高频振动与气动加热条件下的变形协调、结构密封问题。·[0004]《神舟飞船窗口热控方案计算分析》一文中介绍了作为SZ6飞船相机窗口组件的主体窗口玻璃的热防护分析。由于窗口温度分布的不均匀性所造成的形体热应变和折射率的变化，将直接影响到光学成像质量。采用遮光罩主动热控方案改变窗口玻璃外表面获得的外热流的大小；在窗口与飞船舱壁间采取了隔热措施为提高舱壁法兰温度水平、舱壁法兰与窗框隔热和窗台包覆隔热阻燃材等。《观光潜艇舷窗有机玻璃制作的关键技术研究》、《深海载人潜水器观察窗的蠕变特性》、《载人深潜器观察窗的力学性能》文献中对作为观察窗口的玻璃特性进行了分析研究，未涉及其安装技术。《锥边球扇形观察窗结构的协调性分析》对载人潜水器玻璃观察窗与窗座之间应力集中系数与变形系数等协调性进行了分析。《一种密封耐压窗口》(CN201205973)涉及一种用于水下、特别是深海环境下潜水器上的密封耐压窗口，该窗口亦为玻璃窗口，在外压6MPa IOMPa的环境下密封可靠,文中未涉及对舱内的热防护技术。根据有关文献的查新结果，有针对飞船玻璃窗口热控方案进行分析的相关文献与潜水器上玻璃观察窗本身特性的相关文献，专利《一种密封耐压窗口》中涉及用于潜水器上玻璃观察窗口的安装技术，但未涉及对舱内热防护问题。未见火箭用石英窗安装结构相关技术的报导。所以，本项技术发明具有一定的新颖性和创新性。
发明内容本发明所要解决的技术问题是在火箭飞行的高频振动环境条件下，降低石英玻璃与金属舱壳体产生相互冲击，保证石英玻璃在飞行过程中的结构完整性与工作可靠性；避免火箭高速飞行过程中气动加热产生的热流通过石英窗与舱体安装间隙进入舱体内部，确保舱体结构与舱内设备的工作可靠性。本发明的技术方案是一种火箭用石英窗安装结构，包括安装于火箭舱体4上的石英窗I ;所述石英窗I为四棱锥体状，置于火箭舱体4上相应位置上的四棱锥孔内，且火箭舱体4的四棱锥孔小端端面位于其外壁，大端端面位于其内壁；四棱锥体状石英窗I的小端端面与火箭舱体4外舱体防热涂层5齐平，其大端端面与火箭舱体4内壁齐平；环形的固定板7同时与四棱锥体状石英窗I大端端面外环部分、以及相邻部分的火箭舱体4内壁部分接触，通过连接标准件5将石英窗I由内向外固定在火箭舱体4上；石英窗I与火箭舱体4接触部位、石英窗I与固定板7接触部位均被丁腈橡胶缓冲材料2粘接和填充，石英窗I与舱体防热涂层6之间的环向间隙通过防热腻子3填补并抹平；探测设备8装配到位后与石英窗I的大端面距离为I 2_，避免二者直接接触，同时提供了探测设备8的工作环境。本发明与现有技术相比有益效果为(I)本发明在石英窗4侧面与金属火箭舱体4接触部位粘接的非金属丁腈橡胶缓冲材料2，该缓冲层可避免石英窗4与金属火箭舱体4的直接接触，减小舱体振动对石英窗4造成的冲击影响；(2)本发明在石英窗4下端面与固定板7接触部位粘接的非金属丁腈橡胶缓冲层，该缓冲层可避免石英窗4与固定板7的直接接触，减小其对石英窗4造成的冲击影响；(3)本发明在石英窗4与舱体防热涂层6接触的环形区域涂覆防热腻子3并磨平，确保热流不能通过石英窗4与舱体安装间隙进入舱体内部；(4)本发明已成功应用于子午工程探空火箭，并通过了飞行试验考核，技术状态成熟，应用效果明显。
图I是本发明提出的火箭用石英窗安装结构示意图图2是实施例中石英窗4与丁腈橡胶缓冲材料2粘接示意图图3是实施例中固定板7与与丁腈橡胶缓冲材料2粘接示意图图中，I-石英玻璃，2- 丁腈橡胶缓冲材料，3-防热腻子，4-火箭舱体，5-连接标准件，6-舱体防热涂层，7-固定板7，8-探测设备
具体实施方式
参阅图I、图2、图3，本实施例中的火箭用石英窗安装结构，包括安装于火箭舱体4上的石英窗I ;所述石英窗I为四棱锥体状，置于火箭舱体4上相应位置上的四棱锥孔内，且火箭舱体4的四棱锥孔小端端面位于其外壁，大端端面位于其内壁；四棱锥体状石英窗I的小端端面与火箭舱体4外舱体防热涂层5齐平，其大端端面与火箭舱体4内壁齐平；铝制环形的固定板7同时与四棱锥体状石英窗I大端端面外环部分、以及相邻部分的火箭舱体4内壁部分接触，通过六个均布的螺钉螺母将石英窗I由内向外固定在火箭舱体4上；石英窗I与火箭舱体4接触部位、石英窗I与固定板7接触部位均被厚度为Imm的丁腈橡胶缓冲材料2粘接和填充，石英窗I与舱体防热涂层6之间的环向间隙通过防热腻子3填补并抹平；探测设备8装配到位后与石英窗I的大端面距离为I. 5_，避免二者直接接触，同时提供了探测设备8的工作环境。本实施例中的火箭用石英窗安装结构，在安装时，先将石英窗I棱锥斜面上与火箭舱体4接触的部位粘接丁腈橡胶缓冲材料2,将固定板7与石英窗I的接触面粘接丁腈橡胶缓冲材料2。安装时将粘接有丁腈橡胶缓冲材料2的石英窗I由火箭舱体4上四棱锥孔内部向外装配，使得丁腈橡胶缓冲材料2和火箭舱体4充分接触,粘接有丁腈橡胶缓冲材料2的固定板7通过六个均布的螺钉螺母安装在火箭舱体4上内侧将石英窗I进行固定，最后完成探测设备8的安装，并在石英窗I与舱体防热涂层6之间的环向间隙通过防热腻子3进行填补并抹平 。
权利要求1.一种火箭用石英窗安装结构，包括安装于火箭舱体(4)上的石英窗(1);所述石英窗(1)为四棱锥体状，置于火箭舱体(4)上相应位置上的四棱锥孔内，且火箭舱体(4)的四棱锥孔小端端面位于其外壁，大端端面位于其内壁；四棱锥体状石英窗(1)的小端端面与火箭舱体(4)外舱体防热涂层(5)齐平，其大端端面与火箭舱体(4)内壁齐平；环形的固定板 (7)同时与四棱锥体状石英窗(I)大端端面外环部分、以及相邻部分的火箭舱体(4)内壁部分接触，通过连接标准件(5)将石英窗(1)由内向外固定在火箭舱体(4)上；石英窗(1)与火箭舱体(4 )接触部位、石英窗(1)与固定板(7 )接触部位均被丁腈橡胶缓冲材料(2 )粘接和填充，石英窗(1)与舱体防热涂层(6)之间的环向间隙通过防热腻子(3)填补并抹平；探测设备(8)与石英窗(1)的大端面距离为I 2mm。
专利摘要本实用新型涉及一种火箭石英窗安装结构，适用于石英窗在火箭舱体上的安装。该实用新型四棱锥体状石英窗1置于火箭舱体4上相应的四棱锥孔内；石英窗1的小端端面与舱体外防热涂层5齐平；通过环形固定板7和连接标准件5将石英窗1固定在火箭舱体4上；石英窗1与火箭舱体4和固定板7接触部位均被丁腈橡胶缓冲材料2粘接和填充；石英窗1与舱体防热涂层6之间的间隙通过防热腻子3填补。有益效果为(1)与石英窗1接触部位均粘接丁腈橡胶缓冲材料2，减小了冲击影响；(2)在石英窗4与防热涂层6接触区域涂覆防热腻子3并磨平，确保热流不能进入舱体内部；(3)已成功应用于子午工程探空火箭，通过了飞行试验考核，技术状态成熟，应用效果明显。
文档编号E06B7/16GK202673027SQ201220295958
公开日2013年1月16日 申请日期2012年6月21日 优先权日2012年6月21日
发明者卢睿, 吴俊全, 王蓉晖 申请人:中国航天科技集团公司第四研究院第四十一所