1. 概述

先進的復合材料自六十年代問世以來，由于其具有比強度高，比模量大，可設計性強，減振性、耐疲勞、耐腐蝕、過載安全性好等優(yōu)點，迅速在航空航天領域被廣泛使用。但是由于復合材料自身的特點，使得復合材料在直升機上的應用受到多方面因素的制約：復合材料各向異性的特點，使得結(jié)構(gòu)設計、強度計算、疲勞壽命計算更為復雜；由于復合材料工藝的特殊性所帶來的工藝制造的復雜性，使得復合材料的制造水平大大地制約了復合材料的應用；另外，復合材料產(chǎn)品的質(zhì)量檢測也是一個非常關鍵的問題，例如零件的表面質(zhì)量、內(nèi)部質(zhì)量、連接質(zhì)量等方面的檢測完全不同于金屬件的檢測，它完全依賴于大量的檢測儀器，更重要的是其檢測驗收標準比金屬結(jié)構(gòu)的檢測標準更為復雜。由于復合材料結(jié)構(gòu)在直升機上應用的研究項目耗資巨大，而且我國復合材料結(jié)構(gòu)的基礎研究十分薄弱，使得國內(nèi)復合材料的應用發(fā)展較為緩慢，還有許多亟待解決的問題。

2. 課題來源

       某型直升機發(fā)動機后整流罩采用的是復合材料，蒙皮結(jié)構(gòu)為耐高溫預浸玻璃布，180℃高溫固化成型。發(fā)動機后整流罩位于發(fā)動機排氣管的出口處，受發(fā)動機高排氣溫度的影響，在用戶的使用過程中，出現(xiàn)了發(fā)動機后整流罩在靠近排氣管處起鼓、分層、烤黑、甚至烤焦等問題。之前采用在整流罩受高溫的區(qū)域增加一層耐高溫膠膜，和在整流罩外表面涂高溫耐熱漆等方法，但隔熱耐熱效果都不夠理想。這一問題在給用戶的使用、維護帶來負擔的同時也造成了直升機的安全隱患，直接影響了發(fā)動機后整流罩的可靠性和安全性。
 

3. 研究內(nèi)容

3.1. 原因分析

該型機發(fā)動機后整流罩采用的復合材料蒙皮結(jié)構(gòu)具體可以分為夾層結(jié)構(gòu)和層合板結(jié)構(gòu)兩大類，主要采用的是大孔NOMEX 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，NOMEX蜂窩具有良好的回彈性和可變形性，適用于發(fā)動機后整流罩大曲率結(jié)構(gòu)的特點，按受力大小規(guī)定蜂窩方向并進行預先成型。非重要區(qū)域構(gòu)件也有泡沫夾層結(jié)構(gòu)和層合板結(jié)構(gòu)。發(fā)動機后整流罩形狀變化復雜，工作區(qū)域在排氣管的出口附近，受發(fā)動機高排氣溫度的影響，周圍環(huán)境溫度最高可達650℃，該復合材料的整流罩在長期的高溫作用下，玻璃布之間粘結(jié)力被逐漸的破壞，從而導致起鼓、分層，嚴重時甚至出現(xiàn)烤黑、烤焦等問題。

3.2. 方案確定

       為提高該型機發(fā)動機排氣管出口處發(fā)動機后整流罩的耐高溫性能，徹底解決整流罩出現(xiàn)的起鼓、分層、烤焦等問題，經(jīng)過仔細的研究和分析，決定采用在發(fā)動機排氣管與整流罩之間安裝耐高溫隔熱片的方式，來有效的隔離由發(fā)動機排氣管傳向整流罩的高溫熱量。同時，協(xié)調(diào)發(fā)動機廠家，將發(fā)動機本體上的排氣管與直升機上的排氣段利用相同的數(shù)模和工裝進行設計、制造，這樣可以保證發(fā)動機后整流罩與發(fā)動機排氣管間的間距具有良好的一致性，有利于防止由于整流罩與排氣管間距過小而導致的發(fā)動機后整流罩局部受熱起鼓、烤焦。通過以上的改進方式，將整流罩的表面溫度控制在材料特性允許的范圍內(nèi)，從而改善發(fā)動機排氣管出口處整流罩的工作環(huán)境。

       隔熱片以發(fā)動機后整流罩為設計平臺，依據(jù)整流罩大曲率結(jié)構(gòu)的復雜外形，采用與整流罩模胎比試的方法確定隔熱片外形結(jié)構(gòu)，通過試驗的方法測量發(fā)動機后整流罩靠近排氣管出口處的溫度分布，確定隔熱片的選用材料和在整流罩表面上的覆蓋面積等參數(shù)。

 隔熱片按左右件設計，分別安裝在發(fā)動機后整流罩的兩側(cè)。隔熱片的安裝位置見圖1。