[发明专利]一种适用于高温环境的热密封结构及其组装方法

说明书

本发明涉及一种适用于高温环境的热密封结构及其组装方法，包括弹性元件、内隔热层、外隔热层、外包覆层；内隔热层串套在弹性元件内部，弹性元件在受压变形时内隔热层会对弹性元件的周向力作用，反作用于弹性元件表现出一定的支撑效果，改善高温环境使弹性元件受压变形产生过大的残余变形问题；外隔热层整体编织在弹性元件的外部，并将弹性元件完全包裹，外隔热层具有一定厚度，具备良好的隔热性能，在受到外力作用时，对弹性元件起到缓冲保护作用；弹性元件为弹簧管结构；本发明通过对各部件合理的设计及结合，组成了可以有效的对飞行器的控制翼与尾翼之间缝隙、舱门等机身开口等部位进行防热的热密封装置，避免了零件因过热发生失效及损坏。

技术领域

本发明涉及热密封技术领域，尤其涉及一种适用于高温环境的热密封结构及其组装方法。

背景技术

高超声速飞行器再入时，偏转气动控制翼前的高压热气流漏入低压的控制翼缝隙内，会产生缝隙内流及其气动加热。如果不加防范严重情况下会导致飞行器控制翼间隙底部的低温部件损坏甚至失效，进而导致飞行器失控。因此为了防止高温气流流入，需要在缝隙处进行隔热密封处理，并且密封处理在整个飞行器安全服役期间不影响飞行器控制翼偏转功能。再入过程中，控制翼会发生偏转以控制飞行轨道，带来控制翼与尾翼之间缝隙的变化，需使用高温动密封结构对变化间隙进行防热处理。其中各种部段及活动部位的高温长时间热密封则是热防护系统的薄弱环节，也是非常重要的环节。

因此，需要一种热密封结构，用来对控制翼与尾翼之间的缝隙进行防热处理，以保证高超声速飞行器运行时控制翼工作稳定。

发明内容

本发明的目的是提出一种能够在高温环境下对飞行器缝隙进行密封的保护结构及其组装方法，用以对缝隙进行防热处理，避免飞行器的制翼的缝隙温度过高导致低温部件损坏甚至失效。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种适用于高温环境的热密封结构，其特征在于：包括弹性元件、内隔热层、外隔热层、外包覆层；

所述内隔热层串套在弹性元件内部，外隔热层整体编织在弹性元件的外部，外包覆层密织于最外层将外隔热层包裹；

所述弹性元件为弹簧管结构。

优选地，所述弹性元件采用镍基高温合金丝作为原材料，编制成网状结构，对所述弹性元件进行时效处理。

优选地，所述内隔热层及外隔热层所选的隔热材料为石英纤维制品。

优选地，所述外隔热层编织成盘根型，厚度范围为3～6mm。

优选地，所述外包覆层为石英纤维纱线编织而成。

优选地，所述由弹性元件、内隔热层、外隔热层、外包覆层所组成的热密封结构为圆柱形长条状，可根据需求设计加工出指定长度的热密封结构条。

优选地，所述热密封结构的直径范围为8mm～60mm。

优选地，所述内隔热层(2)为芯体结构，直径范围为8mm-50mm。

优选地，所述外包覆层(4)编织成套管状结构，厚度小于1mm。

一种适用于高温环境的热密封结构，包括一种适用于高温环境的热密封件的组装方法，具体组装方法如下：

(1)采用编织机将石英纤维纱线包覆于待包裹隔热棉条外部，并提供预紧力形成内隔热层芯体；

(2)将所述内隔热层芯体通过一端牵引穿套在弹性元件的中心构成内隔热层；内隔热层在受压变形时由于弹簧管的周向约束作用，会反作用于弹性元件表现出一定的支撑效果，改善了由于高温下弹性元件受压变形产生的过大的残余变形；

(3)利用编织机将成束的石英纤维纱线编织于弹簧管外侧作为外隔热层；