CN102407936A - 整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构，包括通过精密铸造一体成型的龙骨，所述龙骨的表面覆设蒙皮，所述蒙皮与龙骨固定连接。本发明由于龙骨与蒙皮分别成型，易于实现产品的更大型化，同时龙骨与蒙皮的凝固收缩与热处理过程的应力在各自实现过程中互不干扰，使得校正简单，残余应力易于去除；进一步地，装配蒙皮之前在龙骨上装配成附件，有更开放性的工艺通道与可视性条件，在精铸可实现的结构复杂与紧凑的基础上更为优化，装配效率更高；此外，蒙皮可采用非金属制成，具有减重、从而增加有效载荷及容积，同时还提升了隐形能力。

Description

整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构
技术领域
本发明涉及自走式装备舱体技术领域，具体来说是一种整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构。
背景技术
自走式装备是指在不同介质中依靠自身携带动力运动的各种装备，包括但不限于：1、各种飞行器，如飞机、导弹；2、各种水下装备，如潜艇、鱼雷；3、各种陆上装备，如汽车。现有的自走式装备舱体结构均在结构设计及装配手段上存在同样的问题，下面以飞行器舵体为例说明。现有飞行器舱体由舱段组成，舱段由隔框、隔板、长桁、筋条、樑、架等(受力构件)与蒙皮(受力、半受力、“不”受力)零组件装配或整体成型完成。其中，现有技术中，前述的装配成型方式有：
1、采用螺栓、螺钉、铆钉等紧固件螺接、铆接构成，这种方式具有如下缺点：
由于受力状态的分布经由螺栓、螺钉、铆钉等各紧固点传递，其应力与应变与非紧固区域不一致，造成受力分布不连贯、不均匀；结构与结构、蒙皮与结构之间的螺、铆钉孔孔壁，螺钉(螺母)、铆钉钉头接触面的材料抗挤压能力要求最为苛刻，致使对材料的力学性能要求高，导致材料成本高；紧固点的结构形态厚、大，使飞行器舱体(舱段)重量增加，减少了有效载荷及容积。
2、采用焊接装配成型方式，这种成型结构会带来如下缺点：
由于焊缝边缘存在焊接影响区(俗称黑区)，晶粒与金相组织发生变化，存在焊接应力，弱化了材料力学性能(下降5-20％，甚至20％以上)，且变形较大。另外，为确保密封舱段的内腔无多余物，此类舱段的结构需制出工艺补偿结构，如“锁底”这会致使结构增重。
现有飞行器舱体(舱段)产品由于上述工艺的实现方式分别存在以下缺点：
上述舱体(舱段)的构成过程，必须有手或工具可以操作，检验手段可以实施的工艺通路，为使舱体的功能性空间不被挤占，只能使其总体空间和整体结构放大。
现有技术中，前述的整体成型(为液态金属凝固成型)方式有：
1、砂型等常规铸造整体成型，铸造后通过大量机械加工构成；
由于非加工区域，即难以甚至是无法机械加工的区域，其结构尺寸与形位误差大，为避免承载受力过程的“水桶效应”，在产品设计与工艺实现过程对结构尺寸加大，造成结构重量相对应精密铸件超过10-30％，凝固与机械加工过程的残余应力需反复使用尺寸稳定化工艺消除，会造成效率低以及加大成本的缺点。
2、精密铸造整体成型，铸造后少机械加工，甚至免加工构成；
此种用精密铸造整体成型的方式，虽然解决了螺接、铆接、焊接、砂型铸造机加工所存在的上述问题，但受工艺实现的手段限制，即使是世界一流水平，总体尺寸仍难以超过直径0.6米、长度1.6米、蒙皮厚度(在前述最大尺寸条件下)小于0.002米，且较薄的蒙皮厚度(小于3毫米)与结构的框、架、樑、筋整体凝固缩率存在微量差异，在热处理过程也存在应力，造成蒙皮应变较大，因此舱体(舱段)蒙皮表面直线度、波纹度需要依靠较复杂的校正工艺解决，并用尺寸稳定化工艺消除残余应力。
此种整体铸造成型的方式(精密铸造和砂铸等常规铸造)，在装配成附件时，工艺通道的开放性和可视性条件受到一定程度的制约，装配受到影响；同时这种一体成型的结构，使用同材质的金属材料使得整体进一步减重，受材料比重的制约。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的是提供一种整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构，提高装配的效率。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案是：
一种整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构，包括通过精密铸造一体成型的龙骨，所述龙骨的表面覆设蒙皮，所述蒙皮与龙骨固定连接。
优选地，所述蒙皮与龙骨采用可拆卸的方式固定连接。
优选地，所述蒙皮与龙骨采用螺旋式的结构结合在一起。
优选地，所述蒙皮的内壁上设有螺旋槽，所述龙骨的外壁上设与所述螺旋槽相适配的螺纹。
优选地，所述蒙皮的内壁上设有螺纹，所述龙骨的外壁上设与所述螺纹相适配的螺旋槽。
优选地，所述蒙皮与龙骨采用插接式的结构结合在一起。
优选地，所述蒙皮的内壁上设有插棱，所述龙骨的外壁上设与所述插棱相适配的插槽。
优选地，所述蒙皮的内壁上设有插槽，所述龙骨的外壁上设与所述插槽相适配的插棱。
优选地，所述蒙皮与龙骨采用粘结式的结构结合在一起。
优选地，所述蒙皮缠绕在所述龙骨的外壁上，并通过粘结剂与龙骨紧固，所述蒙皮的材料为尼龙、玻璃钢布、碳素纤维、布中的任意一种。
优选地，龙骨与蒙皮采用如下方式结合：将龙骨置入注塑模具的模腔中，在模腔中注入非金属材料，待凝固后在龙骨的表面上形成蒙皮。
优选地，所述蒙皮由非金属材料制成。
优选地，所述蒙皮由工程塑料、陶瓷、玻璃、有机玻璃、碳素纤维、玻璃钢、硅橡胶、合成树脂中的任意一种制成。
优选地，所述蒙皮由两种以上材料制成。
与现有技术相比，本发明的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构具有如下优点：
1、本发明保留了精密铸造的全部优势，将框、架、樑、筋、桁、隔板、以及成附件框架等受力构件精密铸造一体化成型，形成一龙骨。通过一体化成型消除了螺接、铆接、焊接的“点”、“线”，使结构成为一个整体，从而改变了螺接、铆接、焊接的“点”、“线”传递力的分布缺陷，使结构结合处均为面接触，弱化了受力过程的应力集中点(区)，同时避免了传统铸造尺寸与形位误差大，难以保证结构形态与受力(承载)状态的高度精确吻合的问题，减少装配与砂铸机加工对工艺通路的苛求，使产品结构形体可以极为复杂与紧凑；
2、龙骨与蒙皮分别成型，易于实现产品的更大型化；
3、龙骨与蒙皮的凝固收缩与热处理过程的应力在各自实现过程中互不干扰，使校正简单，残余应力易于去除；
4、装配蒙皮之前在龙骨上装配成附件，有更开放性的工艺通道与可视性条件，在精铸可实现的结构复杂与紧凑的基础上更为优化，装配效率更高；
5、依照气动载荷与热效应，蒙皮可采用金属或非金属，使之模块化，依使用功能选择。当采用非金属材料时，如工程塑料等，由于一般非金属材料比重远低于金属材料，因而除上述优势外更获得减重的优点，从而增加有效载荷及容积；
6、由于龙骨与蒙皮分开制造成型，蒙皮可采用非金属材料，由于非金属材料一般不形成雷达电磁反射波，所以仅龙骨的金属材料对雷达电磁波进行反射，在龙骨结构上避免漫散射后，其反射面仅占照射面的50％左右，甚至更少，提升了隐形能力。
附图说明
图1为本发明整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构实施例一的结构示意图；
图2为本发明整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构实施例二的结构示意图；
图3为本发明整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构实施例三的结构示意图；
图4为本发明整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构实施例四的结构示意图；
图5为本发明整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构实施例五的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明的技术方案更加清楚，下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。
实施例一
参见图1，本实施例中的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构为飞行器的舱体结构，其包括龙骨1以及蒙皮2，龙骨1的外壁上设有螺旋槽11，同时，龙骨1上的顺充向筋条上还设有螺纹槽1a，蒙皮2的内壁上设有与所述螺旋槽11配合的螺纹21以及与螺纹槽1a配合的非连贯螺纹筋2a，通过螺纹21与螺旋槽11的配合以及螺纹槽1a与螺纹筋2a的配合而使龙骨与蒙皮可拆卸地固定在一起。
在其他实施例中，也可这样设置：即在蒙皮的内壁上设螺旋槽，而在龙骨的外壁上设置螺纹，同样也能够实现螺旋式连接，将龙骨与蒙皮结合在一起。
其中，本实施例中的蒙皮可采用金属或非金属材料一体成型制造。龙骨采用精密铸造一体成型。
蒙皮和龙骨采用金属材料制造时，蒙皮和龙骨可采用同样材质，如钢龙骨、钢蒙皮，或者铝龙骨、铝蒙皮，也可采用不同的材质，如钢龙骨、铝蒙皮，或者铝龙骨、铝锂蒙皮。
实施例二
参见图2，本实施例与实施例一同样都采用螺旋式的连接方式，区别在于二者的龙骨、蒙皮的形状不同，此处不再赘述。
实施例三
参见图3，本实施例中的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构为飞行器的舱体结构，其包括龙骨1以及蒙皮2，龙骨1的外壁上设有插槽12，同时，龙骨上垂直于航向的隔板类结构上还设有插槽1b，蒙皮2的内壁上设有与所述插槽12配合的插棱22以及与所述插槽1b配合的非连贯的插棱2b，通过插棱22与插槽12的配合以及插棱2b与插槽1b的配合而使龙骨与蒙皮配合在一起。
在其他实施例中，也可这样设置：即在蒙皮的内壁上设插槽，而在龙骨的外壁上设置插棱，也同样能够实现插接式连接，将龙骨与蒙皮结合在一起。
其中，本实施例中的蒙皮可采用金属或非金属材料一体成型制造。龙骨采用精密铸造一体成型。
蒙皮和龙骨采用金属材料制造时，蒙皮和龙骨可采用同样材质，如钢龙骨、钢蒙皮，或者铝龙骨、铝蒙皮，也可采用不同的材质，如钢龙骨、铝蒙皮，或者铝龙骨、铝锂蒙皮。
实施例四
参见图4，本实施例中的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构为飞行器舱体结构，其包括龙骨1以及蒙皮2，蒙皮2缠绕在龙骨1的外壁上，蒙皮2上涂覆有粘结剂，通过粘结剂，蒙皮与龙骨结合在一起。
其中，蒙皮2为尼龙布或玻璃钢布或碳素纤维或布。
其中，本实施例中的龙骨采用精密铸造一体成型。
实施例五
本实施例中的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构为飞行器舱体结构，其包括龙骨1以及蒙皮2，其中，龙骨与蒙皮采用以下方式结合：
参见图5，龙骨1置入注塑模具中，即置入注塑模具的外壳4及内模芯5形成的模腔中，然后在模腔中注入处于液态状的非金属材料，非金属材料即包覆在龙骨的表面上，待凝固后，即在龙骨的表面上形成与龙骨紧密结合的蒙皮。其中，非金属材料可为工程塑料或有机玻璃或其他树脂材料。其中，本实施例中的龙骨采用精密铸造一体成型。
以上实施例所涉及自走式装备中飞行器的舱体结构，在其他实施方式中，除飞行器以外的其他自走式装备的舱体结构也可采用以上技术方案，如各种水下装备——潜艇、鱼雷的舱体结构；或者如各种陆上装备——汽车的舱体结构。
以上对本发明进行了详细介绍，文中应用具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims (13)

1.一种整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构，其特征在于，包括通过精密铸造一体成型的龙骨，所述龙骨的表面覆设蒙皮，所述蒙皮与龙骨固定连接。
2.如权利要求1所述的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舵体结构，其特征在于，所述蒙皮与龙骨采用螺旋式的结构结合在一起。
3.如权利要求2所述的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舵体结构，其特征在于，所述蒙皮的内壁上设有螺旋槽，所述龙骨的外壁上设与所述螺旋槽相适配的螺纹。
4.如权利要求2所述的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舵体结构，其特征在于，所述蒙皮的内壁上设有螺纹，所述龙骨的外壁上设与所述螺纹相适配的螺旋槽。
5.如权利要求1所述的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舵体结构，其特征在于，所述蒙皮与龙骨采用插接式的结构结合在一起。
6.如权利要求5所述的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舵体结构，其特征在于，所述蒙皮的内壁上设有插棱，所述龙骨的外壁上设与所述插棱相适配的插槽。
7.如权利要求5所述的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舵体结构，其特征在于，所述蒙皮的内壁上设有插槽，所述龙骨的外壁上设与所述插槽相适配的插棱。
8.如权利要求1所述的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构，其特征在于，所述蒙皮与龙骨采用粘结式的结构结合在一起。
9.如权利要求8所述的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舵体结构，其特征在于，所述蒙皮缠绕在所述龙骨的外壁上，并通过粘结剂与龙骨紧固，所述蒙皮的材料为尼龙、玻璃钢布、碳素纤维、布中的任意一种。
10.如权利要求1所述的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舵体结构，其特征在于，龙骨与蒙皮采用如下方式结合：将龙骨置入注塑模具的模腔中，在模腔中注入非金属材料，待凝固后在龙骨的表面上形成蒙皮。
11.如权利要求1所述的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舵体结构，其特征在于，所述蒙皮由非金属材料制成。
12.如权利要求11所述的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舱体结构，其特征在于，所述蒙皮由工程塑料、陶瓷、玻璃、有机玻璃、碳素纤维、玻璃钢、硅橡咬、合成树脂中的任意一种制成。
13.如权利要求1所述的整体龙骨与蒙皮复合型的自走式装备舵体结构，其特征在于，所述蒙皮由两种以上材料制成。
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