[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

说明书

本发明涉及飞机设计技术领域，公开了一种飞机设计试验保温密封系统及其参数优化方法，所述系统包括库板，贯穿所述库板的大截面风道，连接所述库板与大截面风道的保温密封结构；所述库板上设置有穿越口；所述保温密封结构包括设置在所述穿越口上的玻璃钢框体，填充在所述玻璃钢框体、大截面风道之间的保温填充物；参数优化方法包括：S1、确定穿越口形状与大小；S2、设计玻璃钢框体的形状与大小，使其与穿越口相适配；S3、控制保温填充物、聚氨酯灌注发泡层、橡胶保温层、以及柔性硅橡胶层的厚度；本发明能够解决飞机气候实验室在极端环境下风道与库板接口密封安全性差的问题，保证风道、库板连接口在极端温度、振动剧烈环境下，接触区域密封良好。

技术领域

本发明涉及飞机设计技术领域，具体是涉及一种飞机设计试验保温密封系统及其参数优化方法。

背景技术

飞机的设计制造是国家安全和经济独立的重要保证，而大型飞机是喷气时代航空科技高度集成的制高点，是国家保持军事威慑能力和国际影响力的关键战略技术；飞机设计研制的全过程一般包括预发展、工程发展、详细设计、全面试制、适航取证等五个阶段，每一个阶段均至关重要；在全面试制阶段中往往要对飞机进行各种实验，其中包括对试制飞机进行极端环境下的模拟实验，以确保飞机真正升空后在极端气候环境下的正常运行；通常大截面风道需要贯穿气候模拟实验室的舱体库板，用以控制气候实验室的气候环境。

大截面风道穿越保温舱体，通常需要在舱体库板上开设一个截面面积大致为6m×1.5m的孔洞，使风道通过，风道与孔洞要求密封良好。在保温舱体内对飞机进行高低温、降雪等极端环境试验时，风道内的温度在-60℃~+90℃，湿度为5%~95%，同时风道内外和保温舱体内外存在较大的温湿差，风道中巨大的风速带来强烈振动，库板与风道接口处的密封结构需要经受恶劣的环境考验。如果接口处密封处理不好，风道的振动会破坏窗口的完整性，密封处出现结冰、泄露等情况，破坏保温舱的工作环境。

目前，国内在飞机设计领域，尤其是飞机气候环境实验室中，还没有在极端环境下大截面风道穿越库板保温密封的方法，因此有必要建立此种方法，以解决极端环境下接口密封泄露的问题，同时具有良好的减振、密封、防冻结等性能，具备安全可靠、耐老化、耐腐蚀、环境适应性强。

发明内容

本发明解决的技术问题是：现有技术中，飞机设计试验中极端环境下风道与库板接口密封安全性差，不具有减振功能、保温耐久性差。

本发明的技术方案是：一种飞机设计试验保温密封系统，包括库板，贯穿所述库板的大截面风道，连接所述库板与大截面风道的保温密封结构；

所述库板上设置有穿越口；

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

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

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

所述固定法兰板通过自攻螺栓将防护罩板两端分别与玻璃钢框体、大截面风道侧壁连接；

所述固定法兰板与玻璃钢框体、大截面风道的连接处均涂有一层耐候硅酮密封胶；

所述固定法兰板与大截面风道的连接处贴有三元乙丙防水卷材；

所述固定法兰板与玻璃钢框体连接处的自攻螺栓处覆盖有丁基胶带；

所述橡胶保温层与大截面风道之间设有柔性隔气防水材料。

进一步地，所述保温填充物为憎水玻璃丝绵；憎水玻璃丝绵具有良好的防水性、保温性，能有效增强大截面风道与库板的保温性能，减少库板因为开设穿越口造成的内外热量交换，保持库板形成的保温舱体内温度的恒定。