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，使得結構設計、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，復合材料產品的質量檢測也是一個非常關鍵的問題，例如零件的表面質量、內部質量、連接質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構的檢測標準更為復雜。由于復合材料結構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構的基礎研究十分薄弱，使得國內復合材料的應用發(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，蒙皮結構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構具體可以分為夾層結構和層合板結構兩大類，主要采用的是大孔NOMEX 蜂窩夾層結構，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構的特點，按受力大小規(guī)定蜂窩方向并進行預先成型。非重要區(qū)域構件也有泡沫夾層結構和層合板結構。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，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)整流罩大曲率結構的復雜外形，采用與整流罩模胎比試的方法確定隔熱片外形結構，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。隔熱片的安裝位置見圖1。