一种进气道防隔热装置.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号(10)申请公布号CNCN103538720103538720A(43)申请公布日2014.01.29(21)申请号201310460888.2(22)申请日2013.09.30(71)申请人中国人民解放军国防科学技术大学地址410073湖南省长沙市开福区国防科学技术大学一院1201室(72)发明人李洁柳军李大鹏付博文夏智勋刘冰王德全隆清贤王中伟金亮颜力曾庆华郭振云罗世彬黄伟梁文鹏杨阳(74)专利代理机构国防专利服务中心11043代理人钱立亚(51)Int.Cl.B64C33/02(2006.01)权权利要求书1页利要求书1页说明书2页说明书2页附图1页附图1页(54)发明名称一种进气道防隔热装置(57)摘要本发明一种金属进气道防隔热装置，由软质部分(4)、硬质部分(5)组成；软质部分为气凝胶、硬质部分为陶瓷材料；分别将防隔热装置软质部分(4)与防隔热装置硬质部分(5)单独按照进气道形状和尺寸加工成型后，涂抹上连接胶，放入高温炉中进行烧制。本发明可确保飞行器在更高动压、更高马赫数条件下飞行情况下，流道内的热气不会传至进气道设备舱内。CN103538720ACN1035872ACN103538720A权利要求书1/1页1.一种金属进气道防隔热装置，由软质部分(4)、硬质部分(5)组成；软质部分为气凝胶、硬质部分为陶瓷材料；分别将防隔热装置软质部分(4)与防隔热装置硬质部分(5)单独按照进气道形状和尺寸加工成型后，涂抹上连接胶，放入高温炉中进行烧制。2.如权利要求1所述的一种金属进气道防隔热装置，其特征在于所述连接胶为高温红胶。3.如权利要求1所述的一种金属进气道防隔热装置，其特征在于所述烧制温度为1000～2000℃。2CN103538720A说明书1/2页一种进气道防隔热装置技术领域[0001]本发明涉及高超声速飞行器设备舱内防隔热结构。可防止飞行器进气道流道内的高温气体通过进气道流道传至飞行器设备舱内，确保设备舱温满足设备要求。背景技术[0002]以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器具有机体／发动机一体化的特征，在高超声速飞行条件下，气流经过进气道的压缩后，流经进气道流道，进气道流道外通过防热蒙皮防止外部热流传递至设备舱内，但进气道流道内的高温气流可通过流道的底部传至设备舱内，对舱内设备产生影响。[0003]在这种情况下，防止进气道流道内的高温高压气体传入飞行器设备舱内就尤为关键。但是由于进气道流道形状为异型，且一般异型防隔热材料较软，无法固定在金属面上。发明内容[0004]本发明针对现有技术存在的问题提出一种高超声速飞行器金属进气道防隔热装置。可确保飞行器在更高动压、更高马赫数条件下飞行情况下，流道内的热气不会传至进气道设备舱内。[0005]本发明一种金属进气道防隔热装置，由软质部分、硬质部分组成；软质部分为气凝胶、硬质部分为陶瓷材料；分别将防隔热装置软质部分与防隔热装置硬质部分单独按照进气道形状和尺寸加工成型后，涂抹上连接胶，放入高温炉中进行烧制。[0006]进一步，所述连接胶为高温红胶。进一步，所述烧制温度为1000～2000℃。[0007]本发明一种金属进气道防隔热装置，其内表面为软质复合型隔热材料，可用以防隔热，而外部为硬质陶瓷材料，可用于与金属进气道连接，确保防隔热材料的可靠连接。有效解决了高超声速飞行器试验过程中，对飞行器进气道流道的高温气体进行阻隔。附图说明[0008]图1：本发明安装于进气道上示意图；[0009]图2：本发明防隔热装置示意图。[0010]进气道流道1、防隔热装置2、设备舱3、软质部分4、硬质部分5具体实施方式[0011]下面结合附图对本发明做进一步的描述。[0012]如图1所示，高温高压气流通过进气道流道1时，高温气体通过金属流道传递至设备舱3，以使得设备舱3舱温升高，影响设备的正常工作。防隔热装置2的作用就是防止高温传递至设备舱内。[0013]如图2所示，防隔热装置2由防隔热装置软质部分4，防隔热装置硬质部分5组成。防隔热装置软质部分4可阻隔高温气体的窜入，其主要材料为气凝胶，10mm厚的软质部分3CN103538720A说明书2/2页2可隔住1000℃的温度，可根据所需隔热温度需用不同的厚度；但由于质软，无法实现与金属壁面的紧固连接。防隔热装置硬质部分5弥补了这一缺陷，其有一定的强刚度，主要材料为陶瓷材料，自身的抗压强度，并可成型为简单的异型状。分别将防隔热装置软质部分4与防隔热装置硬质部分5单独按照进气道形状和尺寸加工成型后，涂抹上连接胶，如高温红胶。放入高温炉中加温至1000-2000℃进行烧制。烧制结束后，通过防隔热装置硬质部分5上的通孔，可实现防隔热装置2与进气道流道1之间的可靠连接。[0014]这种防隔