一种端头帽热阻连接装置的制作方法

本发明属于飞行器舱段防隔热结构设计领域，涉及一种用于飞行器端头帽与舱段之间的防隔热装置。

背景技术：

飞行器超声速飞行过程中，端头帽部分气动加热严重，需要对该处进行结构防隔热设计。同时，端头帽上的高温也会向舱体内传递，严酷的热环境会影响或破坏舱内单机和设备。具体的，若端头帽壳体直接与舱段金属壳体接触，其高温会通过热传导传入舱段金属壳体内部，造成金属壳体强度破坏或舱内单机设备破坏。

为此，有必要设计一种端头帽热阻连接装置，在满足端头帽与舱段金属壳体连接的同时，阻止端头帽内的高温向舱段金属壳体和舱内传导。

技术实现要素：

针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种端头帽热阻连接装置，其目的在于通过热阻装置有效降低端部其后部舱体热量传递，保证热阻装置处的温度降低到合适范围后，再与前舱壳体连接，从而避免了高温向舱段金属壳体和舱内传导，本发明能有效降低对舱段的热传导，保证舱体温度在设计要求范围内。

为实现上述目的，按照本发明的一个方面，提供了一种端头帽热阻装置，该装置整体设置在表层覆盖有防隔热层的前舱金属壳体头部端面处，其包括端头帽、第一转接板、第二转接板、第一密封圈以及第二密封圈，

所述端头帽材质为耐高温材料，其呈锥形筒状，在其大端设置了安装法兰面，在该大端的端面处设置了密封槽，第二密封圈安装在该密封槽内，并且所述第二密封圈同时紧贴在前舱金属壳体表层覆盖的防隔热层的端面处，在端头帽大端的端面上靠近端头帽外壁处设置了端头帽台阶面，该端头帽台阶面与防隔热层的端面处设置的台阶面相贴合，

所述端头帽通过安装法兰面与所述第一转接板固定连接，所述第一转接板上设置了多个凸台，

所述第二转接板固定在前舱金属壳体头部端面处，所述第二转接板上也设置有多个带有安装孔的凸台，所述第一转接板和所述第二转接板通过各自的凸台面贴和并用标准件固定连接，

所述前舱金属壳体头部端面处设置有密封槽，该密封槽内安装有第一密封圈，所述第一转接板的外圈处高出自身的凸台，以能使所述第一转接板的外圈压紧所述第一密封圈。

通过以上发明构思和需求，设计端头帽热阻连接装置，其通过两个转接板的转接，避免端头帽与金属壳体之间的直接热传导。同时，采用台阶面贴合台阶面以形成“L”型迷宫结构，并结合第一密封圈、第二密封圈分密封，可有效阻止舱外气动热高温向舱内传导。

进一步的，所述端头帽材质为钨渗铜。

进一步的，所述前舱金属壳体内壁处设置有安装法兰面，所述第二转接板通过前舱金属壳体内壁处设置的安装法兰面固定在前舱金属壳体头部端面处。

进一步的，所述端头帽台阶面与防隔热层的端面处设置的台阶面相贴合后，两个台阶面间形成间隙，该间隙的宽度为1.0mm，在避免端头帽与前舱防隔热层直接接触降低热传导同时，协调两者之间的热应力变形。

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，由能够取得下列有益效果：

1、本发明通过两个转接板的转接，避免端头帽与金属壳体之间的直接热传导，有效避免金属壳体温度过高造成强度破坏和舱内单机设备破坏。

2、该热阻连接结构材料普通，结构简单，设计和安装方便，隔热效果好，可用于飞行器防隔热结构设计中，有较高的使用价值。

附图说明

图1是本发明实施例中一种端头帽热阻连接装置的结构示意图；

图2是本发明实施例的端头帽热阻连接装置中L型迷宫式密封结构示意图；

图3是本发明端头帽结构示意图，其安装法兰面上安装有第一转接板，密封槽安装有第二密封圈；

图4(a)、图4(b)分别是本发明实施例的第一转接板和第二转接板结构示意图，第一转接板通过普通螺栓和端头帽连接，其外圈高出圆凸台可压紧第一密封圈，第二转接板与前舱金属壳体连接，转接板之间采用多个圆凸台上表面接触，以螺钉连接。

图5是本发明实施例的前舱金属壳体前端面，其法兰盘与第二转接板连接，密封槽内安装第一密封圈。

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为端头帽，2为第一转接板，3为第二转接，4为前舱金属壳体，5为防隔热层，6为第一密封圈，7为第二密封圈。

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。

本发明公开的端头帽热阻连接装置，包括端头帽、第一转接板、第二转接板、第一密封圈和第二密封圈，还包括一些必要的紧固件。端头帽材料为耐高温结构材料，典型材料如钨渗铜，主要用于耐受飞行器超声速飞行时气动热产生的高温。第一转接板和第二转接板均譬如为钢材，第一转接板与端头帽连接，第二转接板与前舱金属壳体前端框连接，第一转接板与第二转接板连接，端头帽与前舱金属壳体之间设计有譬如1.0mm间隙，该间隙具有多道次折弯，为迷宫式密封结构，第一密封圈和第二密封圈安装在迷宫式结构间隙内，用于舱内外的防隔热。前舱金属壳体材料为金属材料，典型材料譬如为铝合金。飞行器超声速飞行时，端头帽外温度可达1000°以上，通过转接板的热阻连接，能将第二转接板与前舱金属壳体连接处的温度大幅度降低，从而满足金属壳体使用温度要求。

所述端头帽材料为耐高温材料，如钨渗铜，用于承受飞行器超声速飞行时的高温，所述金属壳体材料为金属，如铝合金，其难以耐受高温，高温容易造成强度破坏和舱内单机破坏，其外表面有防隔热层。所述转接板材料为普通钢板，其中第一转接板与端头帽连接，第二转接板与金属壳体连接，第一转接板与第二转接板连接，连接件均为普通螺栓标准件。

所述端头帽与前舱金属壳体、前舱外表面防隔热层之间有1mm间隙，避免端头帽与金属壳体直接接触热传导，间隙为L型迷宫结构，端头帽与前舱金属壳体或者防隔热层处设置有第一密封圈、第二密封圈，用于防止舱外气动热高温向舱内传导。

飞行器超声速飞行时，气动热环境严酷，所述端头帽需承受1000°左右高温。而金属壳体能承受温度较低，铝合金材料约为200°以下。端头帽与舱段金属壳体连接时，需有效降低高温热传导，避免金属壳体温度超出其使用范围，保证舱内空气温度在单机设备使用温度范围内。

图1是本发明实施例中一种端头帽热阻连接装置的结构示意图，图2是本发明实施例的端头帽热阻连接装置中L型迷宫式密封结构示意图；图3是本发明端头帽结构示意图，其安装法兰面上安装有第一转接板，密封槽安装有第二密封圈；图4(a)、图4(b)分别是本发明实施例的第一转接板和第二转接板结构示意图，图5是本发明实施例的前舱金属壳体前端面结构示意图。

由以上多图可知，该装置整体设置在表层覆盖有防隔热层5的前舱金属壳体4头部端面处，其包括端头帽1、第一转接板2、第二转接板3、第一密封圈6以及第二密封圈7，其中，端头帽1材质为耐高温材料，其呈锥形筒状，在其大端设置了安装法兰面(在大端的内壁处)，在该大端的端面处设置了密封槽，第二密封圈7安装在该密封槽内，并且所述第二密封圈7同时紧贴在前舱金属壳体4表层覆盖的防隔热层5的端面处，在端头帽1大端的端面上靠近端头帽外壁处设置了端头帽台阶面，该端头帽台阶面与防隔热层5的端面处设置的台阶面相贴合，所述端头帽1通过安装法兰面与所述第一转接板2固定连接，所述第一转接板2上设置了多个凸台。前舱金属壳体4内壁处设置有安装法兰面，所述第二转接板3通过前舱金属壳体4内壁处设置的安装法兰面固定在前舱金属壳体4头部端面处。所述第二转接板3上也设置有多个凸台，凸台上有安装孔，所述第一转接板2和所述第二转接板1通过各自的凸台用螺钉等标准件固定连接，所述前舱金属壳体4头部端面处设置有密封槽，该密封槽内安装有第一密封圈6，所述第一转接板2的外圈处高出自身的凸台，以能使所述第一转接板2的外圈压紧所述第一密封圈6。

在本发明的一个实施例中个，端头帽1材质譬如为钨渗铜。所述端头帽台阶面与防隔热层5的端面处设置的台阶面相贴合后，两个台阶面间形成间隙，该间隙的厚度譬如为1.0mm。

本发明中，所述防隔热层5安装在前舱金属壳体外表面4,用于前舱的防隔热。端头帽1后端面与前舱金属壳体4、防隔热层5前端面有1mm迷宫式间隙，从而避免端头帽1与金属壳体4、防隔热层5之间的直接接触热传导，协调热应力变形，同时可密封。

在本发明中，第一密封圈譬如为石英纤维套管，安装在端头帽1与前舱防隔热层5间隙之间，用于隔热。第二密封圈7譬如为硅橡胶，用于舱内外的第二道隔热。同时，将端头帽1与前舱防隔热层5间隙设计成L形迷宫式结构，以减小舱外高温向舱内的传导。

作为本发明的改进，两个转接板材料可采用耐温性能不同的材料，如第一转接板耐温性能比第二转接板强，这样的设计，使得热传导性能有差异，形成温度梯度，从而提高热阻效果。

根据飞行器飞行工况，结合气动热分析，端头帽在飞行器超声速飞行过程中的最高温度为1060℃，前舱外防隔热层在飞行过程中的最高温度约为1700℃，经过热阻连接后，金属壳体在飞行过程中的的局部最高温度小于160℃,前舱舱内空气温度小于70℃，能满足材料强度和舱内单机设备使用要求，从而达到了防隔热和连接目的。

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。