一种航天发动机用新型支撑环的制作方法

1.本实用新型属于航天发动机配件技术领域，具体涉及一种航天发动机用新型支撑环。


背景技术：

2.航天发动机，即用于航天器的发动机，随着人类科技文明的不断发展与进步，人类的活动范围已不仅仅限于地面，航天器作为人类探索外太空的工具，其发动机作为整个航天器的心脏，性能的好坏极为重要，支撑环是发动机装置中常用的一种配件，广泛用于发动机的活塞结构当中，起到支撑和导向的作用，随着现如今工业技术的发展，市场上出现了不同种类的聚甲醛密封支撑环，但是，目前市面上的聚甲醛密封支撑环，安装难度及安装劳动强度高，且在长期使用时容易受到严重的摩擦损失以及高温损失，致使聚甲醛密封支撑环的使用寿命大大缩减，难以满足市场的使用需求。
3.如今的技术手段中，公告号：cn209908614u所公开的一种航天发动机用新型支撑环通过设置有支撑环本体、卡扣、耐磨层、加固圈、阻燃层和耐热层，支撑环本体水平截断并通过卡扣固定连接，可通过开合卡扣进行快速安装，支撑环本体的外壁涂覆有耐磨层，支撑环本体的外壁设置有加固圈，支撑环本体的内壁固定设有阻燃层，阻燃层的内表面粘接有耐热层，耐磨层、加固圈、阻燃层、耐热层解决提高本装置的使用寿命，解决长期使用时容易受到严重的摩擦损失以及高温损失，致使聚甲醛密封支撑环的使用寿命大大缩减的问题，但依旧存在着使用不便性。
4.现有的航天发动机用新型支撑环在实际应用时，散热性能不佳，不利于对支撑环的长久使用，并原先单一加固圈的设计，使得支撑环的强度不足，同样不利于对支撑环的长期作业，同时耐热层与阻燃层及支撑环主体之间的连接牢靠性不佳，实用性差，因此，有必要提出一种新的航天发动机用新型支撑环，从而有效解决上述问题。


技术实现要素：

5.为解决现有技术中存在的上述问题，本实用新型提供了一种航天发动机用新型支撑环，具有便于对支撑环的长久作业，安全性能高的特点。
6.为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种航天发动机用新型支撑环，包括支撑环主体、阻燃层、耐热层以及加固圈，所述耐热层和所述阻燃层依次设于所述支撑环主体的内侧，所述加固圈嵌合安装在所述支撑环主体的外壁上，所述支撑环主体表面上于所述加固圈两侧的位置处环形设置有多个散热口一和散热口二，所述加固圈的两侧均一体连接有多个呈环形分布的加强杆，所述加固圈的内侧表面上一体连接有多个插块，所述插块背于所述加固圈的一端一体成型有t形定位块。
7.作为本实用新型的一种航天发动机用新型支撑环优选技术方案，所述支撑环主体的两侧设置均设置有内橡胶圈和外橡胶圈，内橡胶圈背于外橡胶圈的一侧一体成型有弧形限位条，所述支撑环主体侧壁上与弧形限位条对应的位置处开设有弧形限位槽，弧形限位
条卡设于弧形限位槽内，且弧形限位条的截面为梯形结构。
8.作为本实用新型的一种航天发动机用新型支撑环优选技术方案，所述散热口一和所述散热口二为连通结构，且所述散热口一和所述散热口二的内壁上环形分布有多个衔接条，衔接条的外侧涂覆有散热涂层。
9.作为本实用新型的一种航天发动机用新型支撑环优选技术方案，所述加强杆插接进所述支撑环主体的内部。
10.作为本实用新型的一种航天发动机用新型支撑环优选技术方案，所述支撑环主体和所述阻燃层内与插块对应的位置处开设有穿槽，所述插块穿过穿槽，且所述耐热层壁面上与t形定位块对应的位置处开设有t形定位槽，t形定位块卡设于t形定位槽的内部。
11.与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：
12.1、本实用新型在使用时，通过支撑环主体表面上开设的多个散热口一和散热口二，以及散热口一和散热口二上表面的衔接条外部涂覆的散热涂层，便于对支撑环主体上产生的热量进行挥散，增强了支撑环主体的散热性，同时上述衔接条的设计，利于散热涂层部分的长期覆盖，并且利用加固圈两侧设有的加强杆于支撑环主体内的穿设作用，增加了抗性范围，使得支撑环主体的强度得到了进一步的提升，提高了新型支撑环的耐久性，解决了原先支撑环在实际应用时，散热性能不佳，不利于对支撑环的长久使用，并原先单一加固圈的设计，使得支撑环的强度不足，同样不利于对支撑环的长期作业的问题；
13.2、本实用新型在使用时，通过加固圈内圈表面上分布固定的多个插块于支撑环主体和阻燃层上穿槽处的穿接设计，配合插块端部t形定位块部分在耐热层上对应t形定位槽处的滑接设计，令耐热层滑动粘设在阻燃层内侧时，不易发生左右偏动，稳定性强，安全性高，进一步保障了对支撑环的长久使用性，并令支撑环主体、阻燃层和耐热层更为牢靠的连接在一起，实用性强，解决了原先耐热层与阻燃层及支撑环主体之间的连接牢靠性不佳，实用性差的问题。
附图说明
14.附图用来提供对本实用新型的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本实用新型的实施例一起用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的限制。在附图中：
15.图1为本实用新型的结构示意图；
16.图2为本实用新型中支撑环主体立体式的结构示意图；
17.图3为本实用新型中支撑环主体侧向剖视部分的结构示意图；
18.图4为图3中a处放大的结构示意图。
19.图中：1、支撑环主体；2、阻燃层；3、耐热层；4、加固圈；5、加强杆；6、散热口一；7、散热口二；8、内橡胶圈；9、弧形限位条；10、弧形限位槽；11、外橡胶圈；12、衔接条；13、插块；14、t形定位块；15、t形定位槽；16、穿槽；17、散热涂层。
具体实施方式
20.下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下
所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
21.实施例
22.请参阅图1-4，本实用新型提供以下技术方案：一种航天发动机用新型支撑环，包括支撑环主体1、阻燃层2、耐热层3以及加固圈4，耐热层3和阻燃层2依次设于支撑环主体1的内侧，加固圈4嵌合安装在支撑环主体1的外壁上，支撑环主体1表面上于加固圈4两侧的位置处环形设置有多个散热口一6和散热口二7，加固圈4的两侧均一体连接有多个呈环形分布的加强杆5，加强杆5插接进支撑环主体1的内部，增加了加固圈4与支撑环主体1的接触面积，提高了抗性范围，使得支撑环主体1的强度得到了进一步的提升加固圈4的内侧表面上一体连接有多个插块13，插块13背于加固圈4的一端一体成型有t形定位块14，支撑环主体1的两侧设置均设置有内橡胶圈8和外橡胶圈11，内橡胶圈8背于外橡胶圈11的一侧一体成型有弧形限位条9，支撑环主体1侧壁上与弧形限位条9对应的位置处开设有弧形限位槽10，弧形限位条9卡设于弧形限位槽10内，且弧形限位条9的截面为梯形结构，本实施例中，在支撑环主体1的两侧预设有内橡胶圈8，能够与后期外设的外橡胶圈11挤压接触，从而进一步增强了支撑环在安装时两侧端的密封效果，实用性强。
23.进一步来说，散热口一6和散热口二7为连通结构，且散热口一6和散热口二7的内壁上环形分布有多个衔接条12，衔接条12的外侧涂覆有散热涂层17，本实施例中，散热涂层17是辐射散热涂料，为一种辐射热量的涂料，能够以1-13.5um波长形式发射走所涂刷在物体上的热量，降低物体表面和内部温度，散热降温明显.涂料散热不受周围介质影响也有很好的自洁性、防腐性、防水性、防火性、绝缘性、抗酸碱、的特点，配合散热口一6和散热口二7的连通设计，使得支撑环主体1具备较好的散热性。
24.更进一步的说，支撑环主体1和阻燃层2内与插块13对应的位置处开设有穿槽16，插块13穿过穿槽16，且耐热层3壁面上与t形定位块14对应的位置处开设有t形定位槽15，t形定位块14卡设于t形定位槽15的内部，本实施例中，由于插块13和t形定位块14对支撑环主体1、阻燃层2和耐热层3的连接设计，令支撑环主体1、阻燃层2及耐热层3能够牢靠的连接在一起，内侧的耐热层3不易发生左右偏动的情况，安全性高。
25.本实用新型的工作原理及使用流程：本实用新型在使用的过程中，在支撑环主体1的表面上环形开设有多个连通式的散热口一6和散热口二7，且在散热口二7和散热口一6的内壁上涂设有散热涂层17，其中散热涂层17在衔接条12的作用下能够较为紧密的贴合在散热口一6和散热口二7的内壁上，令支撑环主体1上产生的热量能够被较好的挥散；
26.并且在原先加固圈4的基础上，于加固圈4的两侧增设多个呈环形分布的加强杆5，加强杆5在支撑环主体1内穿设，增加了加固圈4与支撑环主体1的接触面积，提高了抗性范围，使得支撑环主体1的强度得到了进一步的提升，令新型支撑环的耐久性得到较好的提高；
27.同时在加固圈4的内圈表面上设有多个插块13，插块13穿过支撑环主体1和阻燃层2内的穿槽16并呈外突状，插块13外突端部一体连接有t形定位块14，t形定位块14卡设于耐热层3内的t形定位槽15中，其中耐热层3侧滑粘接在阻燃层2的内侧，t形定位槽15的一侧呈开放式，另一侧呈封闭式，为耐热层3于阻燃层2内侧的快速连接粘固提供了有利条件，且由于插块13和t形定位块14对支撑环主体1、阻燃层2和耐热层3的连接设计，令支撑环主体1、阻燃层2及耐热层3能够牢靠的连接在一起，内侧的耐热层3不易发生左右偏动的情况，安全
性高，实用性强，保证了对航天发动机用新型支撑环高效稳定的使用操作。
28.最后应说明的是：以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。