一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构制造技术

一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，包括：刷式热密封圈和防热环；防热环固定安装在舱体表面，防热环的上表面设置有凸台，防热环中心开有通孔；舵轴穿过防热环中心的通孔分别连接舱体和舵；舵轴与防热环中心通孔不接触；防热环与舵轴之间的间隙采用刷式热密封圈进行热密封。舵朝向舱体表面一侧设置有与防热环的凸台结构的形状配合的凹槽结构；防热环的总高度大于舱体和舵之间的缝隙；舵与防热环之间不接触。本发明专利技术实现舵轴部位承力、防热功能分离，解决了舵轴部位承受严酷气动加热导致舵轴刚强度可靠性不确定的问题。

【技术实现步骤摘要】
一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构
本专利技术涉及一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，属于舵轴防热

技术介绍
飞行器的空气舵是控制飞行器飞行姿态的重要部件，空气舵在飞行姿态控制过程中需要不停的转动控制飞行器的飞行姿态，所以，舵轴的刚强度是飞行器稳定控制的重要技术指标。无论是军事领域还是民用领域，未来飞行器的发展方向都是“更快”，但是飞行器的速度达到一定速度后，飞行器各部位承受的气动热环境会随着速度的增加而越来越严重，舵轴部位由于受到气动干扰，其气动热比较严重，可能导致舵轴局部烧蚀或温度过高引起舵轴刚强度下降，并且由于舵轴转动，舵轴部位高速气流的热密封问题也是难点。对于舵轴部位传统防热措施是采取耐烧蚀的复合材料舵轴设计或者采取金属舵轴外设计复合材料防热杯的措施。传统防热措施的缺点是由于舵轴部位的热环境计算较为复杂，难以准确模拟，存在很大的不确定度，所以即使采取了复合材料舵轴或者防热杯措施也难以预示实际工况下舵轴的刚强度，舵轴可靠性存在不确定性。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，通过在舵轴周围设置一圈凸出舱体外表面的防热环的设计方案，实现舵轴部位承力、防热功能分离，解决舵轴部位承受严酷气动加热导致舵轴刚强度可靠性不确定的问题。本专利技术的技术方案是：一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，包括：刷式热密封圈和防热环；防热环固定安装在舱体表面；防热环的上表面设置有凸台，防热环中心开有通孔；舵轴穿过防热环中心的通孔分别连接舱体和舵；舵轴与防热环中心通孔不接触；防热环与舵轴之间的间隙采用刷式热密封圈进行热密封；舵朝向舱体表面一侧设置有凹槽结构，所述凹槽结构与防热环的凸台结构的形状配合；防热环的总高度大于舱体和舵之间的缝隙；舵与防热环之间不接触，舵与防热环之间缝隙与舱体和舵之间的缝隙相等；舵轴与防热环之间能够相对旋转。舵轴侧壁与防热环中心通孔内壁之间的单边间隙为2mm。防热环中心通孔的内壁安装有刷式热密封圈。刷式热密封圈沿径向方向由外至内依次为：金属环区域、纤维编织区域和纤维散毛区域。刷式热密封圈的金属环区域固定连接防热环中心通孔的内壁。金属环区域的材料为：不锈钢。纤维编织区域的材料为：石英纤维。纤维散毛区域的材料为：石英纤维。本专利技术与现有技术相比的有益效果是：1)和现有舵轴自身被动式热防护技术相比，本专利技术将舵轴高热流转移到防热环上，舵轴本身的气动热载荷大幅度降低，减轻舵轴的防热压力；2)和传统的舵轴防热技术相比，本专利技术将舵轴承受力、热载荷的功能分离，降低了舵轴选材的难度。防热环不承力，可以选用耐温性能好的防热材料。舵轴基本不承受热载荷，可以选用力学性能好的材料。附图说明图1为本专利技术防热环外形示意图；图2(a)为本专利技术柔性刷式热密封圈轴向示意图；图2(b)为本专利技术柔性刷式热密封圈径向示意图；图3为本专利技术防热环安装结构示意图；图4为本专利技术剖视图。1-舵；2-防热环；3-舱体；4-舵轴；5-刷式密封圈具体实施方式下面结合附图和具体实施方式对本专利技术做进一步详细的描述。本专利技术将舵轴的防热和承力功能分离开来，在舵轴周围增加一圈防热环，用来承受气动热的作用，防热环只承受热载荷而不承受力载荷，大幅度降低了舵轴部位承受气动热载荷的影响，因此，可以确保舵轴的可靠性。设计内容如下：1、确定防热环结构材料方案针对飞行工况的需求，开展防热环区域热环境计算分析，并根据热环境的大小，综合考虑成本、生产周期因素制定防热环材料方案。2、防热环结构安装防热环安装结构如图3所示。防热环2与舱体3之间通过四个螺钉连接，防热环2凸出舱体3表面，防热环2凸出舱体3的高度量大于舱体3与舵1之间的缝隙，舵1下端面与防热环2相重合的位置加工凹槽，舵1下端面凹槽的底端面与防热环2的顶端面之间的间隙通常与舵1、舱体3之间的间隙一致。防热环2结构中心孔与舵轴4之间留有2mm间隙，防热环2与舵轴4之间的间隙采用刷式热密封圈5方案进行热密封。3、防热、承力功能分离结构的关键技术及解决方法3.1防热环承受气动热的结构设计舵与舱体之间的间隙是保证舵能够顺利的转动，为了降低高温热气流撞击舵轴，如图4所示，防热环需要凸出舱体表面，在舵轴与高温气流之间形成一堵墙，但防热环凸出舱体表面会影响舵的转动。在舵底端面相应位置加工一定深度的环形凹槽，可以解决增加防热环与舵转动之间矛盾。3.2舵轴转动热密封技术防热环可以大幅度降低舵轴上的热环境，但由于舵需要转动，因此，舵轴与防热环中心孔之间留有2mm的间隙量，热气流会通过间隙进入舱内，对舱内的仪器设备造成温升。在舵轴上采用柔性刷式热密封圈的方案可以在不影响舵转动的情况下，解决了舵轴转动引起的热密封问题。本专利技术一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，包括：刷式热密封圈5和防热环2。防热环2固定安装在舱体3表面；如图1所示，防热环2的上表面设置有凸台，防热环2中心开有通孔；舵轴4穿过防热环2中心的通孔分别连接舱体3和舵1；舵轴4与防热环2中心通孔不接触；防热环2与舵轴4之间的间隙采用刷式热密封圈5进行热密封。舵1朝向舱体3表面一侧设置有凹槽结构，所述凹槽结构与防热环2的凸台结构的形状配合；防热环2的总高度大于舱体3和舵1之间的缝隙；舵1与防热环2之间不接触，舵1与防热环2之间缝隙与舱体3和舵1之间的缝隙相等；舵轴4与防热环2之间能够相对旋转。舵轴4侧壁与防热环2中心通孔内壁之间的单边间隙为2mm。防热环2中心通孔的内壁安装有刷式热密封圈5。如图2(a)图2(b)所示，刷式热密封圈5沿径向方向由外至内依次为：金属环区域、纤维编织区域和纤维散毛区域。刷式热密封圈5的金属环区域固定连接防热环2中心通孔的内壁。金属环区域的材料为：不锈钢。纤维编织区域的材料为：石英纤维。纤维散毛区域的材料为：石英纤维。本专利技术说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，其特征在于，包括：刷式热密封圈(5)和防热环(2)；/n防热环(2)固定安装在舱体(3)表面；/n防热环(2)的上表面设置有凸台，防热环(2)中心开有通孔；/n舵轴(4)穿过防热环(2)中心的通孔分别连接舱体(3)和舵(1)；舵轴(4)与防热环(2)中心通孔不接触；防热环(2)与舵轴(4)之间的间隙采用刷式热密封圈(5)进行热密封；/n舵(1)朝向舱体(3)表面一侧设置有凹槽结构，所述凹槽结构与防热环(2)的凸台结构的形状配合；/n防热环(2)的总高度大于舱体(3)和舵(1)之间的缝隙；/n舵(1)与防热环(2)之间不接触，舵(1)与防热环(2)之间缝隙与舱体(3)和舵(1)之间的缝隙相等；/n舵轴(4)与防热环(2)之间能够相对旋转。/n

【技术特征摘要】
1.一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，其特征在于，包括：刷式热密封圈(5)和防热环(2)；
防热环(2)固定安装在舱体(3)表面；
防热环(2)的上表面设置有凸台，防热环(2)中心开有通孔；
舵轴(4)穿过防热环(2)中心的通孔分别连接舱体(3)和舵(1)；舵轴(4)与防热环(2)中心通孔不接触；防热环(2)与舵轴(4)之间的间隙采用刷式热密封圈(5)进行热密封；
舵(1)朝向舱体(3)表面一侧设置有凹槽结构，所述凹槽结构与防热环(2)的凸台结构的形状配合；
防热环(2)的总高度大于舱体(3)和舵(1)之间的缝隙；
舵(1)与防热环(2)之间不接触，舵(1)与防热环(2)之间缝隙与舱体(3)和舵(1)之间的缝隙相等；
舵轴(4)与防热环(2)之间能够相对旋转。


2.根据权利要求1所述的一种防热、承力功能分离的舵轴防热结构，其特征在于，舵轴(4)侧壁与防热环(2)中心通孔内壁之间的单边间隙为2mm。
...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘国仟，聂亮，李宇，王迅，刘宇飞，周禹，常园园，徐玮，刘国良，陈政，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11