本发明属于热防护技术领域，具体涉及一种用于严酷气动热环境下的高马赫数长航时飞行器表面传感器安装装置。
背景技术：
热防护技术是飞行器领域中的重要技术。常规飞行器气动热环境不太严酷，用于监测飞行器表面相关参数的传感器(如压力传感器、热流传感器等)可通过常规紧固件连接紧固在飞行器外表面。
随着飞行器技术的发展，飞行器在大气层内飞行速度越来越快、时间越来越长，表面温度越来越高。一方面，高温热流易于从传感器与飞行器机体安装的缝隙部位传入飞行器内部，对飞行器机体结构以及内部仪器设备造成破坏；另一方面，严酷的气动热环境会在传感器安装结构各部位产生极不均匀的温度场，从而产生较大的热应力，使得传感器安装结构发生破坏。
传统的传感器安装结构已经无法满足实际需求，因此，需要开发一种适用于高马赫数长航时飞行器表面传感器安装装置，以解决传感器安装的高温热匹配以及热密封问题。
技术实现要素：
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种高马赫数长航时飞行器表面传感器安装装置，其目的在于，通过巧妙设置安装装置的结构，使得飞行器在高马赫数长航时飞行工况下，可以有效抑制热气流通过传感器安装位置向飞行器内部传热，同时该装置与飞行器外壁间具有良好的热匹配和热密封关系，从而能满足传感器的安装以及测量要求。
为实现上述目的，按照本发明的一个方面，提供了一种高马赫数长航时飞行器表面传感器安装装置，其用于将传感器安装在高马赫数长航时飞行器外壁面，该外壁面从表层至内层依次包括防热层、隔热层以及承力层，其包括柔性垫、刚性垫、应变协调垫、套筒以及压板，其中，
所述套筒呈筒状，其一端具有法兰面，所述承力层也设置了法兰面，套筒的法兰面压接在承力层法兰面上，且套筒的筒壁与承力层法兰面处的开孔过盈配合，以能使套筒固定在承力层上，所述套筒的另一端内壁具有螺纹，
所述压板也呈筒状，其一端具有法兰面，所述压板外壁具有螺纹，所述压板外壁的螺纹与所述套筒内壁的螺纹相匹配以能将压板螺接固定在套筒端部，套筒的端部压接在压板的法兰面上，
所述应变协调垫设置在压板的另一端，所述应变协调垫同时与传感器的法兰面一端面相压接，
所述刚性垫也呈筒状，其一端压接在传感器的法兰面另一端面，刚性垫的另一端抵接柔性垫的一个端面，柔性垫的另一个端面压接防热层，
所述柔性垫端面、传感器头部和传感器侧面均涂敷有密封胶，
所述柔性垫侧面与所述隔热层间设置有缝隙，所述刚性垫与所述套筒以及所述隔热层之间均设置有缝隙。
以上发明构思中，飞行器在飞行过程中，当外表面气动热环境很严酷时，飞行器防热层表面温度快速升高，由于刚性垫和柔性垫的隔热性能较好，可有效阻挡热气流进入飞行器内部；另一方面，柔性垫表面以及传感器头部侧面涂敷的密封胶(该密封胶为高温密封腻子，高温密封腻子为一大类材料，主要分为热固性和热塑性，含有硬化剂、催化剂、交联剂或者固化剂，利用树脂材料发生固化进行交联而产生粘结性能。本发明的高温密封腻子可以为代号为D03的材料，是一种含有硅橡胶的高温密封材料。)可有效防止高温热气流进入飞行器内部，有效缓解了向飞行器内部的缝隙传热。通过以上两方面有效抑制了外部热气流通过传感器安装结构向飞行器内部传热的问题。
其次，由于飞行器防热层表面温度快速升高，造成传感器安装结构较大的温度梯度，产生较大的热应力，由于柔性垫具备良好的轴向伸缩性能，可协调匹配传感器轴向的热匹配变形；传感器安装与飞行器机体隔热层之间留有热匹配变形缝隙以用于切向变形，应变协调垫可有效协调切向热匹配变形。通过以上两方面可有效解决传感器安装结构的热匹配问题。
进一步的，所述应变协调垫材质为聚四氟乙烯。所述柔性垫的材质为石英纤维带。所述套筒和压板均为铝合金。所述刚性垫材质为复合石英陶瓷，强度和刚度均较好，隔热性能良好。
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：
1)柔性垫可有效缓解防热层与刚性层之间的轴向热匹配变形；通过在柔性垫表面以及传感器头部侧面涂高温密封腻子可有效防止高温热气流进入飞行器内部，实现结构热密封。柔性垫和刚性垫的组合结构与飞行器机体之间留有一定间隙，用于实现切向热匹配变形。应变协调垫具备较低的摩擦系数，具备良好的切向热匹配性，另一方面可作为调整垫片调整传感器轴向安装精度。
2)可通过不同高度的套筒结构设计，可匹配不同高度的类似传感器结构，实现传感器的通用化安装。
附图说明
图1为本发明提供的一种高马赫数长航时飞行器表面传感器安装装置结构示意图，其用于将传感器安装在飞行器表面，并保证安装传感器的位置出热密封和热匹配性能良好，以保证传感器能顺利进行飞行器表面参数测量；
在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：
1为传感器、2为柔性垫、3为刚性垫、4为应变协调垫、5为套筒、6为压板，该结构安装在由防热层A、隔热层B以及承力层C组成的典型高马赫数长航时飞行器机体结构上。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
本发明的目的是针对高马赫数长航时飞行器，设计一种用于监测表面相关参数的传感器高温匹配连接结构，一方面保证飞行器机体结构及其内部仪器设备不被破坏，另一方面保证传感器安装结构热匹配性能良好，满足测量要求，从而有效解决严酷气动热环境条件下飞行器表面参数测量问题。
图1为本发明提供的一种高马赫数长航时飞行器表面传感器安装装置结构示意图，由图可知，其包括柔性垫2、刚性垫3、应变协调垫4、套筒5以及压板6，其中，所述套筒5呈筒状，其一端具有法兰面，所述承力层C也设置了法兰面，套筒5的法兰面压接在承力层C法兰面上，且套筒5的筒壁与承力层C法兰面处的开孔过盈配合，以能使套筒5固定在承力层C上，所述套筒5的另一端内壁具有螺纹，所述压板6也呈筒状，其一端具有法兰面，所述压板6外壁具有螺纹，所述压板6外壁的螺纹与所述套筒5内壁的螺纹相匹配以能将压板6螺接固定在套筒5端部，套筒5的端部压接在压板6的法兰面上，所述应变协调垫4设置在压板6的另一端，所述应变协调垫4同时与传感器1的法兰面一端面相压接，所述刚性垫3也呈筒状，其一端压接在传感器1的法兰面另一端面，刚性垫3的另一端抵接柔性垫2的一个端面，柔性垫2的另一个端面压接防热层A，所述柔性垫2端面、传感器1头部和传感器1侧面均涂敷有密封胶，所述柔性垫2侧面与所述隔热层B间设置有缝隙，所述刚性垫3与所述套筒5以及所述隔热层B之间均设置有缝隙。
在本发明的一个实施例中，所述应变协调垫4材质为聚四氟乙烯。所述柔性垫2的材质为石英纤维带。所述套筒5和压板6均为铝合金。所述刚性垫3材质为复合石英陶瓷，强度和刚度均较好，隔热性能良好。
本发明装置安装在典型高马赫数长航时飞行器机体上。飞行器机体一般由防热层A、隔热层B以及承力层C组成，以实现飞行器防隔热功能以及承载功能。传感器用于对飞行器表面相关参数进行测量；柔性垫采用柔性、耐高温、隔热性能好的材料，可有效缓解防热层与刚性层之间的轴向热匹配变形；通过在柔性垫表面以及传感器头部侧面涂高温密封腻子可有效防止高温热气流进入飞行器内部，实现结构热密封；柔性垫和具备刚性、隔热性能的刚性垫组合结构与飞行器结构之间留有一定间隙，用于适应切向热匹配变形，并具备良好的隔热作用；应变协调垫一方面作为调整垫片调整传感器安装精度，另一方面具备良好的切向热匹配性；考虑结构通用化，在飞行器机体上设计相同的安装孔，通过不同的套筒结构匹配不同的传感器；压板通过螺纹结构将传感器轴向连接紧固。
本发明中，通过在柔性垫表面以及传感器头部侧面涂高温密封腻子可有效防止高温热气流进入飞行器内部，实现结构热密封。柔性垫和刚性垫的组合结构飞行器机体之间留有一定间隙，用于实现切向热匹配变形。应变协调垫具备较低的摩擦系数，具备良好的切向热匹配性，另一方面可作为调整垫片调整传感器轴向安装精度。通过不同高度的套筒结构设计，可匹配不同高度的类似传感器结构，实现传感器的通用化安装。
本发明装置有效解决了传感器安装结构的防隔热、热匹配以及安装通用性问题。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。