一种航空发动机用隔热结构的制作方法

本实用新型涉及航空发动机领域，特别涉及一种航空发动机用隔热结构。

背景技术：

随着国内航空工业的飞速发展，对其配套设备的要求也在提升，而发动机作为航空工业的心脏则尤为明显，其直接影响飞机的各项性能。但是由于发动机在工作过程中产生巨大的热量，影响周边部件的性能与寿命，同时也加大了对周边部件的要求。因此，对于发动机热量的防护就变得愈加重要。

目前对于发动机热量的防护措施主要分如下两种。第一种，涂覆隔热漆防护，通过调整漆膜厚度来达到隔热效果，但该种方式对操作人员的伤害比较大，密度高，不符合环保、轻量化的要求；第二种，采用软质纤维隔热材料直接包覆，但在高温下震动会加速材料老化，导致结构损坏，影响隔热效果。因此对于航空发动机，逐级发展无污染、轻量化、性能优异的隔热结构就显得尤为重要。

技术实现要素：

本实用新型针对上述技术问题，提出一种便于施工、轻量化、性能良好的隔热结构。

为达到以上目的，通过以下技术方案实现的：

一种航空发动机用隔热结构，包括：外层防护、隔热层和内层防护；

外层防护和内层防护均为高温合金板制成的凹凸波纹状的波纹板；

外层防护与内层防护之间间隙内填充陶瓷基复合纤维形成隔热层；

外层防护和内层防护厚度不超过1.0mm；其外层防护和内层防护使用的高温合金的密度为160kg/m³，400℃时的导热系数为0.069W/m·K，其硅酸盐的含量≥83％，在压缩量不大于原厚度的40％，在压缩量(厚度)不大于原厚度的40％时依旧可保有其隔热性能。

隔热层的两面设置有由高硅氧纤维缝制而制成的毯状覆盖层。

外层防护与内层防护的密封方式为外层防护与内层防护压延焊接之后共同向防护层的方向翻折，以封闭包裹内部隔热层。

采用上述技术方案的外层防护和内层防护均采用超薄高温合金材料，隔热层采用低密度、低导热率、环保的多孔陶瓷纤维材料，隔热结构与发动机机匣形状一致，并对喷嘴、引气座、连接油管等的连接位置进行避让；采用冲压工艺，制备与发动机外壁形状一致的内防护层，按照隔热性能的要求，并制定外防护层的形状；整体结构安装方便，与发动机贴合度好，并可以保证隔热结构承受发动机工作时产生的高温、机械振动与冲击及其他严苛环境要求，防护发动机与连接管路及所处空间范围内元器件。降低了管路及元器件的老化速度，延长使用寿命。

上述说明仅是本实用新型技术方案的概述，为了能够更清楚了解本实用新型的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本实用新型的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。

附图说明

本实用新型共2幅附图,其中：

图1为本实用新型的局部剖面结构示意图。

图2为本实用新型的外层防护、隔热层和内层防护封闭边缘结构示意图。

具体实施方式

如图1和图2所示的一种航空发动机用隔热结构，包括：外层防护3、隔热层2和内层防护1；

外层防护3和内层防护1均为高温合金板制成的凹凸波纹状的波纹板；

外层防护3与内层防护1之间间隙内填充陶瓷基复合纤维形成隔热层2；

外层防护3和内层防护1厚度不超过1.0mm；其外层防护3和内层防护1使用的高温合金的密度为160kg/m³，400℃时的导热系数为0.069W/m·K，其硅酸盐的含量≥83％，在压缩量不大于原厚度的40％，在压缩量(厚度)不大于原厚度的40％时依旧可保有其隔热性能。

隔热层2的两面设置有由高硅氧纤维缝制而制成的毯状覆盖层。

外层防护3与内层防护1的密封方式为外层防护3与内层防护1压延焊接之后共同向防护层1的方向翻折，以封闭包裹内部隔热层2。

采用上述技术方案的外层防护3和内层防护1均采用超薄高温合金材料，隔热层2采用低密度、低导热率、环保的多孔陶瓷纤维材料，隔热结构与发动机机匣形状一致，并对喷嘴、引气座、连接油管等的连接位置进行避让；采用冲压工艺，制备与发动机外壁形状一致的内防护层，按照隔热性能的要求，并制定外防护层的形状；整体结构安装方便，与发动机贴合度好，并可以保证隔热结构承受发动机工作时产生的高温、机械振动与冲击及其他严苛环境要求，防护发动机与连接管路及所处空间范围内元器件。降低了管路及元器件的老化速度，延长使用寿命。

以上所述，仅是本实用新型的较佳实施例而已，并非对本实用新型作任何形式上的限制，虽然本实用新型已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本实用新型，任何熟悉本专业的技术人员在不脱离本实用新型技术方案范围内，当可利用上述揭示的技术内容做出些许更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本实用新型技术方案的范围内。