一种飞行器舱段外部热防护结构的制作方法

本实用新型属于飞行器舱段热防护技术领域，具体地，涉及一种飞行器舱段外部热防护结构。

背景技术：

飞行器（flight vehicle）是在大气层内或大气层外空间（太空）飞行的器械。飞行器分为3类：航空器、航天器、火箭和导弹。在大气层内飞行的称为航空器，如气球、飞艇、飞机等。它们靠空气的静浮力或空气相对运动产生的空气动力升空飞行。在太空飞行的称为航天器，如人造地球卫星、载人飞船、空间探测器、航天飞机等。它们在运载火箭的推动下获得必要的速度进入太空，然后依靠惯性做与天体类似的轨道运动。

气动加热是飞行器设计时不可忽视的影响因素，尤其针对超音速飞行时，飞行器表面温度很高，影响对舱段结构的可靠性会造成影响。此时，舱段必须采取热防护保护。较成熟的舱段热防护技术大都在舱段表面采用碳/碳复合材料、陶瓷类材料进行热防护，但这些材料质地偏脆，连接困难。

对于舱段热防护，目前国内主要存在如下专利文献：

中国专利公开号：CN106547965A，公开了一种高超声速滑翔类飞行器的热防护装置，其包括防热层、隔热层和承力层，隔热层覆盖在承力层上，防热层覆盖在隔热层上，防热层和所述承力层相分隔且无物理上的连接或者接触，以保证防热层和所述承力层在气动加热环境下自由变形，防热层包括多块，多块防热层相互拼接以形成整体，多块防热层在舱段的拐角处、舱段的角部处、水平翼和舱段的交接处相互拼接，在舱段对接处的防热层和承力层间局部设置有多个防热条，多个防热条相隔间隙，防热条相对防热层能自由滑动，以适应应力变形，防热条和所述防热层材质相同。本发明通过防热层分块设计、防热层和承力层的分离设计，能有效解决热匹配和热应力难题，提高了热防护装置的可靠性。然而，该专利所提供的热防护装置，结构复杂，制造成本高。

技术实现要素：

为解决上述存在的问题，本实用新型的目的在于提供一种飞行器舱段外部热防护结构，所述结构可以有效提高热防护层与舱段连接可靠性，并能较好保证的气动外形。

为达到上述目的，本实用新型的技术方案是：

一种飞行器舱段外部热防护结构，所述结构包括：舱段，形状为管状；热防护层，包覆于所述舱段外表面；支架，沿舱段轴向架设于舱段内且长度方向两边内接于舱段内壁。

进一步地，所述舱段为轻质铝合金舱段。

进一步地，所述热防护层缠绕于所述舱段外表面。

进一步地，所述热防护层缠绕厚度与舱段外表面各部位相配合。

进一步地，所述热防护层为高硅氧热防护层。

进一步地，所述支架内部分别沿支架长度方向设置有若干加强筋条，加强筋条之间沿支架宽度方向间隔排布。

本实用新型的有益效果在于：

采用外部热防护结构，内部舱段材料可选用轻质非耐温承力材料，降低舱段质量。

舱段内部支架可根据需要设计，无需虑支架热桥对舱内温度的影响。

热防护层直接在舱段外部缠绕成形，避免机械连接难题。

附图说明

图1为本实用新型所提供的一种飞行器舱段外部热防护结构的结构示意图；

图2为本实用新型所提供的一种飞行器舱段外部热防护结构中热防护层及舱段的结构示意图。

具体实施方式

参照图1~图2，本实用新型所述的一种飞行器舱段外部热防护结构，所述结构包括：舱段1，形状为管状；热防护层2，包覆于所述舱段1外表面；支架3，沿舱段1轴向架设于舱段1内且长度方向两边内接于舱段1内壁。

进一步地，所述舱段1为轻质铝合金舱段。

进一步地，所述热防护层2缠绕于所述舱段1外表面。

进一步地，所述热防护层2缠绕厚度与舱段1外表面各部位相配合。

进一步地，所述热防护层2为高硅氧热防护层。

进一步地，所述支架3内部分别沿支架3长度方向设置有若干加强筋条31，加强筋条31之间沿支架3宽度方向间隔排布。

本实用新型所述的一种飞行器舱段外部热防护结构的原理如下：

为外部热防护结构，因此舱段1本体结构材料选用轻质铝合金材料，以降低舱段1整体材料。根据设计需求，完成舱段1结构及内部支架设计。然后在舱段1外部直接缠绕成形一层高硅氧材料，作为舱段1热防护层2，以保证舱体结构及内部支架的可靠性。

1）对舱段1及内部安装支架3进行结构设计。

2）根据舱结构特点及材料热防护性能，对舱段1外部不同部位热防护层2厚度进行设计。

3）通过机械加工，完成舱段1及内部安装支架3的加工制造。

4）在舱段1外部缠绕成形一层高硅氧整体热防护层2，完成舱段1外防护工作。

需要说明的是，以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案而非限制。尽管参照较佳实施例对本实用新型进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对实用新型的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本实用新型技术方案的范围，其均应涵盖在本实用新型的权利要求范围中。