專利名稱：一種螺栓熱防護(hù)裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型屬于熱防護(hù)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種螺栓熱防護(hù)裝置。
背景技術(shù)：
高超聲速滑翔飛行器由助推級(jí)和滑翔級(jí)構(gòu)成。助推級(jí)將飛行器助推到預(yù)定高度以后，與滑翔級(jí)分離，滑翔級(jí)依靠氣動(dòng)力實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離非彈道式載入飛行。此類飛行器摒棄了常規(guī)飛行器的彈道模式，以其射程遠(yuǎn)、機(jī)動(dòng)性好、攔截難度大等特點(diǎn)，正受到世界各軍事強(qiáng)國(guó)的廣泛關(guān)注。目前，美國(guó)、俄羅斯等國(guó)都在積極開展高超聲速滑翔飛行器的研究。針對(duì)此類飛行器，美國(guó)開展了以HTV2、X51A、X37B等為典型代表的“獵鷹計(jì)劃”。俄羅斯則秘密開展“依格拉計(jì)劃”，重啟此類飛行器的研制工作。由于此類飛行器依靠氣動(dòng)力在大氣層內(nèi)長(zhǎng)時(shí)間滑翔飛行，氣動(dòng)加熱嚴(yán)重、持久，會(huì)對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)產(chǎn)生一系列不利影響。因此必須做好飛行器結(jié)構(gòu)本體及其連接螺栓的熱防護(hù)措施。底遮板位于整個(gè)滑翔飛行器底部，用來阻止飛行器底部熱氣流進(jìn)入飛行器內(nèi)部，并安裝飛行器姿控動(dòng)力系統(tǒng)等設(shè)備。由于飛行器底部力熱環(huán)境條件更為惡劣，底遮板受到高熱流、高速、高動(dòng)壓氣體沖刷，必須要做好用于連接底遮板和底遮板上設(shè)備的設(shè)備支架的連接螺栓的熱防護(hù)措施。常規(guī)螺栓由于受到自身材料特性限制，在高溫下容易發(fā)生塑性變形、氫脆、斷裂等問題，這些都將導(dǎo)致連接失效，甚至造成飛行器解體。為了解決連接失效的問題，現(xiàn)常用的做法是用一些耐高溫的復(fù)合材料如c/C、C/SiC等編織連接螺栓或者在金屬螺栓外表面涂抗氧化涂層，以增強(qiáng)螺栓高溫條件下的連接強(qiáng)度，其連接結(jié)構(gòu)如圖1所示。然而，復(fù)合材料螺栓由于其自身材料的特性，抗剪能力不足，并且成本高昂；金屬涂層螺栓在飛行器底部高熱流、高速、高動(dòng)壓氣體的沖刷作用下，涂層容易脫落，將直接導(dǎo)致底遮板上設(shè)備的連接失效。

實(shí)用新型內(nèi)容本實(shí)用新型需要解決的技術(shù)問題為:現(xiàn)有螺栓熱防護(hù)裝置抗剪能力不足、不耐高溫，難以承受高超聲速滑翔飛行器底遮板設(shè)備的高熱流、高速、高動(dòng)壓氣動(dòng)環(huán)境。本實(shí)用新型的技術(shù)方案如下所述:一種螺栓熱防護(hù)裝置，包括錐形套筒、隔熱墊a、隔熱墊b、防熱帽和柔性隔熱氈。錐形套筒自上而下由上部大圓柱、中部圓臺(tái)和下部小圓柱三部分組成；錐形套筒內(nèi)側(cè)壁緊密包裹住螺栓側(cè)壁；中部圓臺(tái)嵌套在設(shè)備支架和底遮板中心開設(shè)的倒圓柱形孔中，上部大圓柱和下部小圓柱分別位于設(shè)備支架中心上方和底遮板中心下方；所述隔熱墊a呈圓環(huán)形，套在錐形套筒的下部小圓柱外側(cè)，支撐于底遮板下端面與平墊上端面之間；[0012]所述隔熱墊b呈圓環(huán)形，套在錐形套筒的上部大圓柱外側(cè)；防熱帽呈倒“凹”形，扣在設(shè)備支架上端，使位于其內(nèi)部的螺栓上端與外部惡劣的氣動(dòng)載荷環(huán)境相隔離；防熱帽和隔熱墊b之間填充有柔性隔熱氈。作為優(yōu)選方案，所述錐形套筒和防熱帽材料為石英纖維增強(qiáng)二氧化硅或模壓高硅氧或陶瓷瓦；隔熱墊a和隔熱墊b材料為石英纖維增強(qiáng)二氧化硅或模壓高硅氧。作為進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述錐形套筒的錐角根據(jù)設(shè)備支架以及底遮板材料的熱膨脹系數(shù)進(jìn)行確定。本實(shí)用新型的有益效果為:本實(shí)用新型的螺栓熱防護(hù)裝置抗剪能力、耐高溫能力得到顯著改善，保證了常規(guī)金屬螺栓在底部惡劣熱環(huán)境載荷作用下有足夠的連接強(qiáng)剛度，實(shí)現(xiàn)了飛行器底部高熱流、高速、高動(dòng)壓氣動(dòng)載荷作用下底遮板上設(shè)備的可靠連接，是一種適用于高超聲速滑翔飛行器底遮板設(shè)備連接可靠、緊促、與被連接件熱匹配性好、耐高溫、廉價(jià)的螺栓熱防護(hù)結(jié)構(gòu)

圖1為現(xiàn)有技術(shù)中連接底遮板和設(shè)備支架的螺栓示意圖；圖2為本實(shí)用新型的螺栓熱防護(hù)裝置示意圖。 圖中，1-設(shè)備支架，2-底遮板，3-螺栓，4-平墊，5-彈墊，6_螺母，7_隔熱墊a，8_錐形套筒，9-隔熱墊b, 10-柔性隔熱租，11-防熱帽。
具體實(shí)施方式
以下結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型的螺栓熱防護(hù)裝置進(jìn)行詳細(xì)說明。如圖1所示，現(xiàn)有技術(shù)中，設(shè)備支架I放置于底遮板2上方，起連接作用的螺栓3自上而下貫穿設(shè)備支架I和底遮板2，螺栓3上端卡在設(shè)備支架I上端面，螺栓3下端依次通過平墊4、彈墊5和螺母6固定于底遮板2下端面。根據(jù)實(shí)際技術(shù)需求，螺栓3可以在M5到M15之間選擇。如圖2所示，本實(shí)用新型的螺栓熱防護(hù)裝置包括錐形套筒8、隔熱墊a7、隔熱墊b9、防熱帽11和柔性隔熱氈10。所述錐形套筒8用于將螺栓3與設(shè)備支架1、底遮板2隔離。錐形套筒8自上而下由上部大圓柱、中部圓臺(tái)和下部小圓柱三部分組成；錐形套筒8內(nèi)側(cè)壁緊密包裹住螺栓3側(cè)壁；中部圓臺(tái)嵌套在設(shè)備支架I和底遮板2中心開設(shè)的倒圓柱形孔中，上部大圓柱和下部小圓柱分別位于設(shè)備支架I中心上方和底遮板2中心下方。所述錐形套筒8的錐角可以根據(jù)設(shè)備支架I以及底遮板2材料的熱膨脹系數(shù)來設(shè)計(jì)，錐角的存在，可以對(duì)不同連接材料在高溫下由于熱膨脹系數(shù)不同引起的膨脹間隙進(jìn)行補(bǔ)償，具有良好的熱匹配性能與熱密封性。所述隔熱墊a7呈圓環(huán)形，套在錐形套筒8的下部小圓柱外側(cè)，支撐于底遮板2下端面與平墊4上端面之間。所述隔熱墊b9呈圓環(huán)形，套在錐形套筒8的上部大圓柱外側(cè)。防熱帽11呈倒“凹”形，扣在設(shè)備支架I上端，使位于其內(nèi)部的螺栓3上端與外部惡劣的氣動(dòng)載荷環(huán)境相隔離。在防熱帽11和隔熱墊b9之間填充柔性隔熱氈10。所述錐形套筒8和防熱帽11材料可以選擇石英纖維增強(qiáng)二氧化硅、模壓高硅氧、陶瓷瓦等隔熱材料；隔熱墊a7和隔熱墊b9材料可以選擇石英纖維增強(qiáng)二氧化硅、模壓高硅氧等耐壓隔熱材料。上述組件的尺寸和厚度根據(jù)飛行器熱環(huán)境條件進(jìn)行確定。
權(quán)利要求1.一種螺栓熱防護(hù)裝置，包括錐形套筒(8)、隔熱墊a (7)、隔熱墊b (9)、防熱帽(11)和柔性隔熱氈(10)，其特征在于: 錐形套筒(8)自上而下由上部大圓柱、中部圓臺(tái)和下部小圓柱三部分組成；錐形套筒(8)內(nèi)側(cè)壁緊密包裹住螺栓(3)側(cè)壁；中部圓臺(tái)嵌套在設(shè)備支架(I)和底遮板(2)中心開設(shè)的倒圓柱形孔中，上部大圓柱和下部小圓柱分別位于設(shè)備支架(I)中心上方和底遮板(2)中心下方； 所述隔熱墊a (7)呈圓環(huán)形，套在錐形套筒(8)的下部小圓柱外側(cè)，支撐于底遮板(2)下端面與平墊(4)上端面之間； 所述隔熱墊b (9)呈圓環(huán)形，套在錐形套筒(8)的上部大圓柱外側(cè)； 防熱帽(11)呈倒“凹”形，扣在設(shè)備支架(I)上端，使位于其內(nèi)部的螺栓(3)上端與外部惡劣的氣動(dòng)載荷環(huán)境相隔離； 防熱帽(11)和隔熱墊b (9)之間填充有柔性隔熱氈(10)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的螺栓熱防護(hù)裝置，其特征在于:所述錐形套筒(8)和防熱帽(11)材料為石英纖維增強(qiáng)二氧化硅或模壓高硅氧或陶瓷瓦；隔熱墊a (7)和隔熱墊b (9)材料為石英纖維增強(qiáng)二氧化硅或模壓高硅氧。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的螺栓熱防護(hù)裝置，其特征在于:所述錐形套筒(8)的錐角根據(jù)設(shè)備支架(I)以及底遮板(2)材料的熱膨脹系數(shù)進(jìn)行確定。
專利摘要本實(shí)用新型屬于熱防護(hù)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種螺栓熱防護(hù)裝置。本實(shí)用新型的螺栓熱防護(hù)裝置包括錐形套筒、隔熱墊a、隔熱墊b、防熱帽和柔性隔熱氈。本實(shí)用新型的螺栓熱防護(hù)裝置解決了現(xiàn)有螺栓熱防護(hù)裝置抗剪能力不足、不耐高溫，難以承受高超聲速滑翔飛行器底遮板設(shè)備的高熱流、高速、高動(dòng)壓氣動(dòng)環(huán)境的技術(shù)問題。本實(shí)用新型的螺栓熱防護(hù)裝置抗剪能力、耐高溫能力得到顯著改善，保證了常規(guī)金屬螺栓在底部惡劣熱環(huán)境載荷作用下有足夠的連接強(qiáng)剛度，實(shí)現(xiàn)了飛行器底部高熱流、高速、高動(dòng)壓氣動(dòng)載荷作用下底遮板上設(shè)備的可靠連接。
文檔編號(hào)B64C31/02GK202946516SQ20122053322
公開日2013年5月22日 申請(qǐng)日期2012年10月18日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月18日
發(fā)明者崔品, 張宏宇, 占續(xù)軍, 劉國(guó)仟, 崔鵬飛, 王淑玉, 王少華 申請(qǐng)人:北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所, 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院