[发明专利]一种飞机设计试验保温密封系统及其参数优化方法

权利要求书

1.一种飞机设计试验保温密封系统，其特征在于，包括库板（1），贯穿所述库板（1）的大截面风道（2），连接所述库板（1）与大截面风道（2）的保温密封结构（3）；

所述库板（1）上设置有穿越口；

所述保温密封结构（3）包括设置在所述穿越口上的玻璃钢框体（30），填充在所述玻璃钢框体（30）、大截面风道（2）之间的保温填充物（31），在所述保温填充物（31）外侧端的大截面风道（2）外围设置的外部密封结构（32），在保温填充物（31）内侧端封挡的柔性硅橡胶层（33）；

所述外部密封结构（32）包括围设在大截面风道（2）外围且与保温填充物（31）外侧端接触的橡胶保温层（320），包裹在所述橡胶保温层（320）外围的聚氨酯灌注发泡层（321），以及设在所述聚氨酯灌注发泡层（321）外侧的固定结构；

所述固定结构包括聚氨酯灌注发泡层（321）外侧的防护罩板（322），与所述防护罩板（322）连接的固定法兰板（323）；

所述固定法兰板（323）通过自攻螺栓将防护罩板（322）两端分别与玻璃钢框体（30）、大截面风道（2）侧壁连接；

所述固定法兰板（323）与玻璃钢框体（30）、大截面风道（2）的连接处均涂有一层耐候硅酮密封胶；

所述固定法兰板（323）与大截面风道（2）的连接处贴有三元乙丙防水卷材（324）；

所述固定法兰板（323）与玻璃钢框体（30）连接处的自攻螺栓上覆盖有丁基胶带；

所述橡胶保温层（320）与大截面风道（2）之间设有柔性隔气防水材料（325）。

2.根据权利要求1所述的一种飞机设计试验保温密封系统，其特征在于，所述保温填充物（31）为憎水玻璃丝绵。

3.根据权利要求1所述的一种飞机设计试验保温密封系统，其特征在于，所述防护罩板（322）整体为不锈钢材质；防护罩板（322）包括遮盖在聚氨酯灌注发泡层（321）上的角部防护板（326），以及遮盖在聚氨酯灌注发泡层（321）边部的边部防护板（327）。

4.根据权利要求1所述的一种飞机设计试验保温密封系统，其特征在于，所述玻璃钢框体（30）为卡设在穿越口上的U型玻璃钢条围设而成。

5.根据权利要求4所述的一种飞机设计试验保温密封系统，其特征在于，所述U型玻璃钢条与库板（1）上设置有连通的固定连接孔（300）；

所述固定连接孔（300）内设有连接杆（301）；

所述连接杆（301）两端设有与U型玻璃钢条侧壁连接的压紧密封件（302）。

6.根据权利要求1所述的一种飞机设计试验保温密封系统，其特征在于，所述穿越口与大截面风道（2）贯穿段边线形状为可配合的锯齿形或者波浪形。

7.根据权利要求1所述的一种飞机设计试验保温密封系统，其特征在于，所述穿越口与大截面风道（2）的截面形状为圆形或者矩形。

8.根据权利要求1所述的一种飞机设计试验保温密封系统，其特征在于，所述大截面风道（2）四周均匀设置有与库板（1）连接的减震装置（4）。

9.根据权利要求8所述的一种飞机设计试验保温密封系统，其特征在于，所述减震装置（4）包括设置在所述大截面风道（2）上的第一连接耳（40），设置在所述库板（1）上的第二连接耳（41），一端与所述第一连接耳（40）铰接，另一端与所述第二连接耳（41）铰接的减震杆（42）；

所述减震杆（42）包括可伸缩的阻尼杆，以及设置在所述阻尼杆上的减震弹簧。

10.根据权利要求1~9任意一项所述的一种飞机设计试验保温密封系统的参数优化方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、确定穿越口形状与大小；所述穿越口形状为矩形或圆形；

矩形穿越口长5.5~7m，高1.3~1.6m，圆形穿越口直径为2.9~3.5m；

S2、根据步骤S1确定的穿越口形状、大小，设计玻璃钢框体（30）的形状与大小，使其与穿越口相适配，所述玻璃钢框体（30）厚度为22~36mm；

S3、控制保温填充物（31）的厚度为55~75mm，控制聚氨酯灌注发泡层（321）的厚度为200~250mm，控制橡胶保温层（320）的厚度为55~75mm，控制柔性硅橡胶层（33）的厚度为25~40mm。