一种舱门热密封材料构件及其制备方法与流程

1.本发明涉及一种舱门热密封材料构件及其制备方法，属于舱门密封技术领域。


背景技术：

2.常规飞行器由于飞行速度慢，舱门外部温度环境较为温和，可采用舱门与舱门边框的配合结构，或常规有机橡胶类材料作为密封材料进行舱门密封。随着航空、航天飞行器速度越来越快，飞行器舱门外部热环境变得严酷，常规橡胶材料难以承受如此高温使用，舱门与舱门边框的特殊配合结构设计也无法彻底解决舱门/边框的缝隙隔热密封问题，舱门热密封功能失效，造成功能舱内部温度超温，会导致整个飞行器飞行失败。因此，高性能高马赫飞行器提出了对舱门热密封的高要求，需要解决高可靠、耐高温、舱门热密封材料构件制备技术难题。鉴于此，本发明提出了一种舱门热密封材料构件及其制备方法。


技术实现要素：

3.为解决现有技术存在的问题，本发明提供了一种舱门热密封材料构件及其制备方法，可以直接作为组件与舱门或舱门边框进行安装，是飞行器各类舱门的高可靠性热密封材料构件，具有航空、航天飞行器舱门高温热密封应用价值。
4.本发明的一种舱门热密封材料构件制备方法，包括如下步骤：
5.(1)将陶瓷纤维与金属纤维丝混纺编织成热密封绳；
6.(2)裁剪两段等长的所述热密封绳，使用金属纤维丝进行8字型并排缝合连接，制成8字热密封绳；
7.(3)以所述8字热密封绳为编织模板，使用一定厚度的纤维布进行随形状包覆缝合，缝合线与纤维布为同种材质，形成陶瓷纤维护套，制成热密封材料；
8.(4)使用金属材料加工一定形状的金属固定件，在所述金属固定件的安装热密封材料的接触面上机加(机械加工)两列有一定间距的安装小孔，在金属固定件与舱门的固定接触面机加特定的安装孔；
9.(5)使用金属纤维丝穿过热密封材料的外层，并穿过金属固定件上的每一对安装小孔，通过金属纤维丝将热密封材料与金属固定件捆绑固定，将所有安装小孔的金属纤维丝拧紧；
10.(6)使用密封胶对热密封材料与金属固定件接触面的缝隙进行密封处理，最终制成舱门热密封材料构件。
11.在步骤(1)中，所述陶瓷纤维为玻璃纤维、石英纤维、高硅氧纤维、氧化铝纤维、莫来石纤维、玄武岩纤维中的一种；所述陶瓷纤维包括多个陶瓷纤维束，每个陶瓷纤维束的tex(特克斯)数为95～400tex；所述金属纤维丝为不锈钢纤维丝、钛合金纤维丝、镍基合金纤维丝中的一种；所述金属纤维丝丝径为0.05～0.25mm；所述陶瓷纤维束的数量与金属纤维丝的股数比例为5:1～0.5:1；所述热密封绳直径为8～15mm。
12.在步骤(2)中，所述8字型并排缝合连接是指在两个圆柱状密封绳的接触部分(表
皮层)，使用金属纤维丝先穿过一根密封绳表皮层，再穿过另一根密封绳表皮层，再重复穿回缝合，按照一定间距依次循环缝合，使得两根密封绳紧密连接在一起，形成并排的8字型结构。所述缝合连接的针距为10mm～20mm；所述缝合连接的金属纤维丝的股数为1～3股；所述金属纤维丝与步骤(1)中的金属纤维丝相同。
13.在步骤(3)中，所述纤维护套的材质与步骤(1)的陶瓷纤维相同。
14.在步骤(4)中，所述金属固定件的形状为l型或c型或s型；所述金属固定件的热密封材料安装小孔的孔径为1～2mm；所述金属固定件的热密封材料安装小孔的孔距为30mm～80mm；所述金属固定件的热密封材料安装小孔的行距小于等于热密封材料的安装宽度。
15.在步骤(5)中，所述金属纤维丝固定的股数为2股；所述金属纤维丝拧紧为纤维丝两端相互交叉拧紧不少于5圈。
16.在步骤(6)中，所述密封胶不做要求，可以采用现有的密封胶。
17.本发明还提供一种采用上述方法制备得到的舱门热密封材料构件。
18.本发明与现有技术相比的有益效果：
19.(1)本发明提出了一种舱门热密封材料构件及其制备方法，采用8字型并排整体式成型方法，可靠性强(8字型密封绳结构相比单根密封绳结构，具有两道材料密封层，两根密封绳可有效实现每根密封绳连接部位有序错缝，避免形成贯穿性连接部位，因此密封阻热性能更为可靠)；并构成了以热密封材料及固定材料形成密封组件的结构特点，整体性好，整体安装拆卸及更换维修方便，可应用于各类飞行器舱门热密封部位。
20.(2)本发明的舱门热密封构件具有耐高温、低热膨胀、低导热、低漏率、装配性好等特点，是一种优异的舱门热密封材料构件。
21.(3)本发明舱门热密封材料构件的固定件结构多样，有l型、c型、s型等，具有两边自由、两边约束、单边约束的安装方式，能够适用于飞行器的多种不同舱门结构，结构适应性强，具有普遍推广价值。
附图说明
22.图1是舱门热密封材料结构示意图。
23.图2是舱门热密封材料构件结构示意图，其中：a)c型结构；b)s型结构；c)l型结构。
24.图3是舱门热密封材料构件制备流程图。
具体实施方式
25.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面通过具体实施例和附图，对本发明做进一步详细说明。
26.实施例1：
27.本实施例提供一种舱门热密封材料构件及其制备方法，按照图3所示的方法流程进行制备，具体包括以下步骤：
28.200tex玻璃纤维与的不锈钢纤维丝按照股数比例5：1进行混纺编织成的热密封绳。裁剪两段等长的所述热密封绳，使用1股相同金属纤维丝进行8字型并排缝合连接，缝合针距10mm，制成8字热密封绳。以此为编织模板，在线编织成陶瓷纤维护套，制成热密封材料，如图1所示。
29.使用金属材料加工l型的金属固定件，金属固定件的安装小孔孔径为孔距30mm。金属固定件的形状为l型或c型或s型，如图2中的黑色粗实线所示。
30.使用2股相同金属纤维丝穿过热密封材料的外层，并穿过每一对安装小孔，进行捆绑固定拧紧5圈，并使用密封胶对热密封材料与金属固定件接触面的缝隙进行密封处理，最终制成舱门热密封材料构件。
31.通过以上方法制备出的舱门热密封材料构件，在50kpa，压缩率20％的室温漏率为0.85l/(m.s)，压缩20％的压缩力为0.82n/cm，压缩20％重复20次时直径尺寸保持率为75％。
32.实施例2～7：
33.实施例2～7中的舱门热密封材料构件制备方法的具体参数如表1所示。表1同时列出了对比例1～3的的具体参数。
34.表2列出了实施例1～7、对比例1～3制备的舱门热密封材料构件性能数据。本发明的舱门热密封构件具有耐高温、低热膨胀、低导热、低漏率、装配性好等特点，是一种优异的舱门热密封材料构件。
35.表1
36.37.表2
[0038][0039]
关于本发明与舱门或舱门边框进行安装的方式：
[0040]
1)图2中c型结构与舱门或舱门边框的安装方式：c型结构底部可以依靠自身数个螺纹孔，依靠螺钉与舱门或舱门边框进行固定连接。
[0041]
2)图2中s型结构与舱门或舱门边框的安装方式：s型结构的右侧金属构件端加工数个螺纹孔或螺钉孔，使用螺钉或螺钉 螺母或铆钉与舱门或舱门边框进行固定连接。
[0042]
3)图2中l型结构与舱门或舱门边框的安装方式：l型结构的右侧金属构件端加工数个螺纹孔或螺钉孔，使用螺钉或螺钉 螺母或铆钉与舱门或舱门边框进行固定连接。
[0043]
以往舱门密封件的金属固定件是依附在舱门或舱门边框的安装结构，密封材料构件在舱门或舱门边框等部位进行安装。本发明的三种结构均具有整体安装特点，比以往舱门固定件安装、密封件安装、缝隙处理的常规流程更为省时省力，不需要等待胶粘剂固化等漫长装配时间。如有舱门热密封构件需要更换维修，可直接拆卸构件的连接螺钉或铆钉进行新构件安装，直接快速，维修更为方便。
[0044]
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。
[0045]
以上公开的本发明的具体实施例，其目的在于帮助理解本发明的内容并据以实施，本领域的普通技术人员可以理解，在不脱离本发明的精神和范围内，各种替换、变化和修改都是可能的。本发明不应局限于本说明书的实施例所公开的内容，本发明的保护范围以权利要求书界定的范围为准。