CN107380395B - 一种防隔热一体化翼连接结构 - Google Patents

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Abstract

本发明一种防隔热一体化翼连接结构，翼骨架横截面为“┻”形，隔热层和翼防热层横截面为“┛┗”形，隔热层套盖在翼骨架上面，翼防热层套盖在隔热层上面，通过螺钉和螺母将翼骨架、隔热层、翼防热层连接；飞行器金属壳体安装翼的部位设有凹槽，翼骨架下底座置于飞行器金属壳体凹槽内，通过螺钉连接；飞行器隔热层压在翼骨架和飞行器金属壳体上，飞行器防热层压在翼防热层底座和飞行器隔热层上、通过螺钉和螺母将飞行器防热层、翼防热层、隔热层、和翼骨架连接。本发明根据不同材质的热性能，分别采用不同材质的连接件，安装结构适应分层次进行连接，解决了热匹配问题。

Description

一种防隔热一体化翼连接结构
技术领域
本发明属于飞行器结构领域，具体涉及一种防隔热一体化翼连接结构。
背景技术
新型飞行器已经告别了传统的规则外形，在高马赫数、大攻角飞行工况下，面临严苛的气动热环境，直接导致舵翼等尖翘外凸部分的不可控烧蚀、舵翼与飞行器连接处难以保护直接被热气流侵蚀等严重问题。为了解决此类问题，常见的做法是在舵翼表面包覆防隔热层，例如C/SiC，增强抗烧蚀能力。但是由于C/SiC与飞行器金属壳体热匹配性不同，受热后延伸长度不一致，传统的螺钉连接会由于防热材料与金属壳体相互错动而被剪断，因此，兼顾承力和防隔热一体化的翼连接结构成为设计的关键。
发明内容
针对现有技术中面临的问题和发展需求，本发明提供一种适用于高马赫数、大攻角再入飞行器上防隔热一体化翼连接结构。
为实现本发明的目的所采用的具体技术方案如下。
一种防隔热一体化翼连接结构，由翼骨架(2)、隔热层(3)、翼防热层(4)、飞行器防热层(5)、飞行器隔热层(6)、飞行器金属壳体(7)、第一螺钉(8)、第二螺钉(9)、第二螺母(10)、第三螺钉(11)、第三螺母(12)构成；翼骨架(2)横截面为
Figure GDA0002320155320000011
形，隔热层(3)和翼防热层(4)横截面为
Figure GDA0002320155320000012
形，隔热层(3)套盖在翼骨架(2)上面，翼防热层(4)套盖在隔热层(3)上面，通过第二螺钉(9)和第二螺母(10)将翼骨架(2)、隔热层(3)、翼防热层(4)连接；飞行器金属壳体(7)安装翼的部位设有凹槽，翼骨架(2)下底座置于飞行器金属壳体(7)凹槽内，通过第一螺钉(8)连接；飞行器隔热层(6)压在翼骨架(2)和飞行器金属壳体(7)上，飞行器防热层(5)压在翼防热层(4)底座和飞行器隔热层(6)上、通过第三螺钉(11)和第三螺母(12)将飞行器防热层(5)、翼防热层(4)、隔热层(3)、和翼骨架(2)连接。第二螺钉(9)、第二螺母(10)、第三螺钉(11)、第三螺母(12)用与隔热层(3)相同的材质制备。
本发明根据不同材质的热性能，分别采用不同材质的连接件，安装结构适应分层次进行连接，解决了热匹配问题。
附图说明
图1为本发明一种防隔热一体化翼安装结构图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细描述。
如图1所示，本发明用于安装防隔热一体化翼的结构包括飞行器金属壳体(7)，在凹槽嵌入翼骨架(2)，用第一螺钉(8)连接；在翼骨架(2)外侧包覆翼隔热层(3)、翼防热层(4)及翼前缘(1)，用C/SiC第二螺钉(9)及C/SiC第二螺母(10)将翼隔热层(3)、翼防热层(4)固定在翼骨架(2)上；在飞行器金属壳体(7)外侧包覆飞行器隔热层(6)、飞行器防热层(5)，用C/SiC第三螺钉(11)及C/SiC第三螺母(12)将飞行器隔热层(6)及飞行器防热层(5)固定在飞行器金属壳体(7)上，即完成安装。
翼骨架(2)底座正好嵌入飞行器金属壳体(7)凹槽中，并且底座上表面与飞行器金属壳体(7)外表面齐平。由于两者均为同一金属材料，热匹配性无差异，可直接用第一螺钉(8)将翼骨架(2)与飞行器金属壳体(7)固连，飞行器金属壳体(7)此处孔位为螺纹孔。
翼隔热层(3)、翼防热层(4)通过C/SiC第二螺钉(9)与翼骨架(2)连接。由于翼防热层(4)与翼骨架(2)受热后延伸率不同，此处直接固连螺钉会被剪断，所以翼骨架(2)此处孔位为腰形通孔，C/SiC第二螺钉(9)穿过腰形通孔后在反面拧上C/SiC第二螺母(10)，使翼隔热层(3)及翼防热层(4)被压在翼骨架(2)上，沿螺钉轴向不会松动，但沿腰形孔周向可以活动，保证翼防热层(4)与翼骨架(2)可以发生错动而不剪断螺钉。另外，采用C/SiC螺钉可以防止高温情况下螺钉机械性能降低甚至失效。
飞行器隔热层(6)包覆在飞行器金属壳体(7)外表面，且飞行器隔热层(6)外表面与翼防热层(4)齐平，最外层包覆飞行器防热层(5)，使飞行器防热层(5)正好压住翼防热层(4)及飞行器隔热层(6)。为防止脱落，飞行器防热层(5)通过C/SiC第三螺钉(11)与连接。由于飞行器防热层(5)与翼骨架(2)受热后延伸率不同，此处直接固连螺钉会被剪断，所以翼骨架(2)此处孔位为腰形通孔，C/SiC第三螺钉(11)穿过腰形通孔后在反面拧上C/SiC第三螺母(12)，使飞行器防热层(5)、翼隔热层(3)及翼防热层(4)被压在翼骨架(2)上，沿螺钉轴向不会松动，但沿腰形孔周向可以活动，保证飞行器防热层(5)与翼骨架(2)可以发生错动而不剪断螺钉，而且采用C/SiC螺钉可以防止高温情况下螺钉机械性能降低甚至失效。
本领域技术人员知道，以上仅是本发明的优选实施例，本发明并不限定于上述实施例，凡是在不脱离本发明技术方案实质内容所作的修改或变型，都属于本发明的保护范畴。

Claims (1)

1.一种防隔热一体化翼连接结构，由翼骨架(2)、隔热层(3)、翼防热层(4)、飞行器防热层(5)、飞行器隔热层(6)、飞行器金属壳体(7)、第一螺钉(8)、第二螺钉(9)、第二螺母(10)、第三螺钉(11)、第三螺母(12)构成；其中：第二螺钉(9)、第二螺母(10)、第三螺钉(11)、第三螺母(12)用与隔热层(3)相同的C/SiC材质制备；翼骨架(2)横截面为“┻”形，隔热层(3)和翼防热层(4)横截面为“┛┗”形，隔热层(3)套盖在翼骨架(2)上面，翼防热层(4)套盖在隔热层(3)上面，通过第二螺钉(9)和第二螺母(10)将翼骨架(2)、隔热层(3)、翼防热层(4)连接；飞行器金属壳体(7)安装翼的部位设有凹槽，翼骨架(2)下底座置于飞行器金属壳体(7)凹槽内，通过第一螺钉(8)连接；飞行器隔热层(6)压在翼骨架(2)和飞行器金属壳体(7)上，飞行器防热层(5)压在翼防热层(4)底座和飞行器隔热层(6)上、通过第三螺钉(11)和第三螺母(12)将飞行器防热层(5)、翼防热层(4)、隔热层(3)和翼骨架(2)连接。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6293496B1 (en) * 1999-08-06 2001-09-25 The B. F. Goodrich Company Strain compatible attachment for metallic thermal protection system for a space vehicle
CN202944563U (zh) * 2012-10-22 2013-05-22 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种高超声速飞行器硅基防热层翼身连接层式嵌入结构
CN105914463A (zh) * 2016-06-28 2016-08-31 湖北航天技术研究院总体设计所 一种耐高温天线罩的柔性连接装置
CN106570257A (zh) * 2016-10-27 2017-04-19 中国运载火箭技术研究院 一种变密度高速飞行器翼舵

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