CN111452997B - 一种运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，包括：钎焊铝蜂窝主体结构、尾翼气动导向封头、火箭连接结构和封板；尾翼气动导向封头和火箭连接结构分别焊接在钎焊铝蜂窝主体结构的两侧面；封板焊接在所述钎焊蜂窝主体结构未连接尾翼气动导向封头和火箭连接结构的侧面。本申请大大提高尾翼制造的便利性，减轻尾翼结构重量，提高尾翼结构装配效率。

Description

一种运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼

技术领域

本申请涉及运载火箭技术领域，尤其涉及一种运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼。

背景技术

运载火箭尾翼的主要作用是增加运载火箭的静稳定度，在飞行过程中起到提高火箭飞行稳定性的作用，主要承受飞行动压产生的外压、外压对连接接头产生的弯矩以及气动加热载荷。传统运载火箭尾翼采用蒙皮和内支撑骨架结构形式，通过内支撑骨架成型尾翼轮廓面，并承受尾翼在飞行过程中受到的法向力作用，外表面为轮廓蒙皮。在尾翼的成型过程中，蒙皮与内支撑骨架通过螺接和铆接共同实现装配，整个工序及其复杂，且重量较大。

发明内容

本申请的目的在于提供一种运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，该尾翼大大提高尾翼制造的便利性，减轻尾翼结构重量，提高尾翼结构装配效率，解决了现有技术中蒙皮与内支撑骨架之间连接困难，装配复杂和重量较大的难题。

为达到上述目的，本申请提供一种运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，包括：钎焊铝蜂窝主体结构、尾翼气动导向封头、火箭连接结构和封板；所述尾翼气动导向封头和所述火箭连接结构分别焊接在所述钎焊铝蜂窝主体结构的两侧面；所述封板焊接在所述钎焊蜂窝主体结构未连接所述尾翼气动导向封头和所述火箭连接结构的侧面处。

如上的，其中，所述钎焊铝蜂窝主体结构包括铝蜂窝夹芯和设置在所述铝蜂窝夹芯表面的铝合金蒙皮。

如上的，其中，所述钎焊铝蜂窝主体结构具有正面、反面和四个侧面。

如上的，其中，所述铝蜂窝夹芯由多个六边形铝箔晶格拼接而成。

如上的，其中，所述铝蜂窝夹芯与所述铝合金蒙皮之间通过金属焊接。

如上的，其中，所述铝蜂窝夹芯的边缘沿其厚度方向向内凹入有凹槽，所述凹槽内预埋有焊接加强板。

如上的，其中，所述铝合金蒙皮包括焊接在所述铝蜂窝夹芯一面的第一铝合金蒙皮和焊接在所述铝蜂窝夹芯另一面的第二铝合金蒙皮，所述第一铝合金蒙皮和所述第二铝合金蒙皮的形状均与所述铝蜂窝夹芯的形状相同。

如上的，其中，所述封板为阻热阻燃封板。

如上的，其中，所述封板包括分别焊接在所述钎焊铝蜂窝主体结构两个侧面的第一封板和第二封板。

如上的，其中，所述火箭连接结构上开设有连接孔。

本申请实现的有益效果如下：

(1)本申请采用高比刚度钎焊铝蜂窝主体结构作为中心主体，将火箭连接结构，气动导向封头和封板在其边缘整体焊接在一起，整个结构无装铆工序，提升了结构的整体性和刚度连续性。

(2)本申请采用六边形铝箔晶格，实现尾翼的高比刚度设计，本申请采用一体式焊接的结构替代了传统工作量繁重的装铆工艺，大幅度减重和提升成型效率。

(3)本申请通过预埋焊接加强板与铝合金蒙皮整体焊接在一起，保证了焊接区域的焊接厚度，整体提高了焊接强度。

(4)本申请的钎焊铝蜂窝主体结构具有耐高温(600℃)、可焊接、轻质、高比刚度、隔热、隔音、阻燃、减振、吸能、电磁屏蔽等优异性能，克服了传统胶粘式蜂窝板因温度影响受胶粘剂性能影响较大的特点，适合于运载火箭热环境较为恶劣的地方。

(5)本申请相对于传统的蒙皮、桁条骨架式尾翼而言，整个尾翼结构的装配大幅度简化，重量减轻80％以上。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例的一种运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼的结构示意图。

图2为本发明实施例的钎焊铝蜂窝主体结构的结构示意图。

附图标记：1-尾翼气动导向封头；2-火箭连接结构；3-钎焊铝蜂窝主体结构；4-封板；5-铝蜂窝夹芯；6-焊接加强板；7-铝合金蒙皮；21-连接孔；31-上边缘；32-下边缘，33-第一侧边缘；34-第二侧边缘；41-第一封板；42-第二封板；61-第一焊接加强板；62-第二焊接加强板；71-第一铝合金蒙皮；72-第二铝合金蒙皮。

具体实施方式

下面结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域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，都属于本申请保护的范围。

如图1和图2所示，本申请提供了一种运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，包括：钎焊铝蜂窝主体结构3、尾翼气动导向封头1、火箭连接结构2和封板4；尾翼气动导向封头1和火箭连接结构2分别焊接在钎焊铝蜂窝主体结构3的两侧面；封板4焊接在钎焊蜂窝主体结构未连接尾翼气动导向封头1和火箭连接结构2的侧面处。

钎焊铝蜂窝主体结构3用于承受火箭飞行过程中尾翼受到的法向力作用，火箭连接结构2用于使得尾翼与火箭连接在一起，封板4用于封住钎焊铝蜂窝主体结构3的边缘部位，起到阻燃和阻热的作用。

钎焊铝蜂窝主体结构3包括铝蜂窝夹芯5和设置在铝蜂窝夹芯5正反两表面的铝合金蒙皮7。铝蜂窝夹芯5用于承受火箭飞行过程中尾翼受到的法向力作用。

钎焊铝蜂窝主体结构3以焊接铝蜂窝夹芯5为芯材，正面和反面焊接有铝合金蒙皮7，形成一次性钎焊焊接而成的金属性材料，铝合金蒙皮7为铝合金材质。

钎焊铝蜂窝主体结构3具有正面、反面和四个侧面。

如图1和图2所示，钎焊铝蜂窝主体结构3具有上边缘31、下边缘32、第一侧边缘33和第二侧边缘34，第一封板41焊接在上边缘31处；第二封板42焊接在第二侧边缘34处，火箭连接结构2焊接在下边缘32处，尾翼气动导向封头1焊接在第一侧边缘33处。

根据本发明的一个具体实施例，铝蜂窝夹芯5由多个六边形铝箔晶格拼接而成，六边形铝箔晶格焊接在一起，提高了铝蜂窝夹芯5的承载能力。

根据本发明的具体实施例，六边形铝箔晶格的横截面的形状为六边形，六边形铝箔晶格的材质为铝箔，六边形铝箔晶格的内部为空心，由六个等大的侧板无缝连接而成，两端为开口。

根据本发明的具体实施例，多个六边形铝箔晶格彼此贴合连接在一起。

根据本发明的一个具体实施例，铝蜂窝夹芯5与铝合金蒙皮7之间通过金属焊接，铝蜂窝夹芯5与铝合金蒙皮7之间的所有节点均通过金属焊接，不需要添加任何胶粘剂等非金属材料，使得钎焊铝蜂窝主体结构3的性能大大改善，形成一个独立的新型金属性材料，该结构具有耐高温(600℃)、可焊接、轻质、高比刚度、隔热、隔音、阻燃、减振、吸能、电磁屏蔽等优异性能，克服了传统胶粘式蜂窝板蜂窝芯结构受胶粘剂性能影响较大的特点，力学性能远高于传统胶粘式材料，而且制备工艺及操作手段更简单，可二维及三维成型，适合工业化生产。

如图2所示，铝蜂窝夹芯5的边缘沿其厚度方向向内凹入有凹槽(图中未示出)，凹槽内预埋有焊接加强板6，焊接加强板6提高了铝蜂窝夹芯5焊接的牢固度。

如图2所示，焊接加强板6包括预埋在铝蜂窝夹芯5一面的第一焊接加强板61和预埋在铝蜂窝夹芯5另一面的第二焊接加强板62，第一焊接加强板61和第二焊接加强板62提高了铝蜂窝夹芯5与铝合金蒙皮7之间焊接的牢固度和强度。

如图2所示，铝合金蒙皮7包括焊接在铝蜂窝夹芯5一面的第一铝合金蒙皮71和焊接在铝蜂窝夹芯5另一面的第二铝合金蒙皮72，第一铝合金蒙皮71和第二铝合金蒙皮72的形状均与铝蜂窝夹芯5的形状相同，第一铝合金蒙皮71和第二铝合金蒙皮72适于包覆载铝蜂窝夹芯5的两面。

根据本发明的一个具体实施例，钎焊铝蜂窝主体结构3的铝蜂窝夹芯5的高度为70mm；预埋焊接加强板6采用厚度为2mm的5A06铝板材质；铝合金蒙皮7采用厚度为3mm的6A02铝板材质。

根据本发明的一个具体实施例，封板4为阻热阻燃封板，阻热阻燃封板用于防止铝蜂窝尾翼温度较高。

如图1所示，封板4包括分别焊接在钎焊铝蜂窝主体结构3两个侧面的第一封板41和第二封板42，第一封板41和第二封板42用于封住钎焊铝蜂窝主体结构3的边缘，并具有阻热和阻燃的效果。

如图1所示，火箭连接结构2上开设有连接孔21，连接孔21用于将尾翼与火箭主体连接在一起。

如图1所示，尾翼气动导向封头1焊接在钎焊铝蜂窝主体结构3的侧边缘。

根据本发明的一个具体实施例，尾翼气动导向封头1与钎焊铝蜂窝主体结构3密封连接，用于封住钎焊铝蜂窝主体结构3的侧边缘。

根据本发明的一个具体实施例，尾翼气动导向封头1具有弧形面，具有火箭导向的作用。

根据本发明的一个具体实施例，钎焊铝蜂窝主体结构3的成型过程如下：以尾翼型面加工周边作为工件的基准边，将铝蜂窝夹芯5加工到要求的尺寸，同时加工出铝蜂窝夹芯5的边缘处的凹槽，在凹槽位置处预埋焊接加强板6，最后用铝合金蒙皮7与加工后的铝蜂窝夹芯5和预埋加强板钎焊在一起，高比刚度钎焊铝蜂窝主体结构3成型。

根据本发明的一个具体实施例，对钎焊铝蜂窝主体结构3进行模具设计时，根据板材厚度和钎焊铝蜂窝主体结构3整体刚度，初步设定模具反弹量，进行模具轮廓加工，然后进行模具试验，检测工件反弹量。

模具反弹量的检测方法为：根据初始模具压型、实际模具轮廓检测数据与实际需求数据反弹量，用钢模对工件整形，以达到理论轮廓的效果。

检测完工件反弹量后，将工件固定在焊接工装上，工件放平，进行外弧面和内弧面两套焊接工装。焊接前，将所有零件装配到位，保证拼装焊缝间隙不超过0.5mm,用夹具夹紧，先对工件进行点焊，将铝蜂窝夹芯5和铝合金蒙皮7固定，点焊间距为80-100mm，点焊采用MIG焊反正两面分段多次交替焊接，防止焊接变形，焊接过程中制定焊接工艺文件，每次焊接长度不超过30mm，且待焊接区域冷切后再进行下次焊接，二次焊接起弧点覆盖上一个焊缝，不得从接头起弧，铝蜂窝夹芯5的四个拐角的位置最后焊接，焊接时应一次性将拐角完成焊接，不得再拐角位置对接，待工件完全冷却至室温后，拆卸工装，之后将工件焊缝位置打磨平整，用千叶片进行初步打磨，保留0.2mm以上余高，再用气动打磨机加120目砂纸进行整体打磨，打磨过程中使用样板尺检查打磨位置是否平整，确保打磨平整，用拉丝机加240目尼龙拉丝轮对工件外表面整体拉丝处理，去除表面氧化皮。

本申请实现的有益效果如下：

(1)本申请采用高比刚度钎焊铝蜂窝主体结构作为中心主体，将火箭连接结构，气动导向封头和封板在其边缘整体焊接在一起，整个结构无装铆工序，提升了结构的整体性和刚度连续性。

(2)本申请采用六边形铝箔晶格，实现尾翼的高比刚度设计，本申请采用一体式焊接的结构替代了传统工作量繁重的装铆工艺，大幅度减重和提升成型效率。

(3)本申请通过预埋焊接加强板与铝合金蒙皮整体焊接在一起，保证了焊接区域的焊接厚度，整体提高了焊接强度。

(4)本申请的钎焊铝蜂窝主体结构具有耐高温(600℃)、可焊接、轻质、高比刚度、隔热、隔音、阻燃、减振、吸能、电磁屏蔽等优异性能，克服了传统胶粘式蜂窝板因温度影响受胶粘剂性能影响较大的特点，适合于运载火箭热环境较为恶劣的地方。

(5)本申请相对于传统的蒙皮、桁条骨架式尾翼而言，整个尾翼结构的装配大幅度简化，重量减轻80％以上。

以上所述仅为本发明的实施方式而已，并不用于限制本发明。对于本领域技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原理的内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的权利要求范围之内。

Claims (9)

1.一种运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，其特征在于，包括：钎焊铝蜂窝主体结构、尾翼气动导向封头、火箭连接结构和封板；

所述尾翼气动导向封头和所述火箭连接结构分别焊接在所述钎焊铝蜂窝主体结构的两侧面；

所述封板焊接在所述钎焊蜂窝主体结构未连接所述尾翼气动导向封头和所述火箭连接结构的侧面；

其中，对钎焊铝蜂窝主体结构进行模具设计，根据板材厚度和钎焊铝蜂窝主体结构整体刚度，初步设定模具反弹量，进行模具轮廓加工，然后进行模具试验，检测模具反弹量；

模具反弹量的检测方法为：根据初始模具压型、实际模具轮廓检测数据与实际需求数据反弹量，用钢模对工件整形，以达到理论轮廓的效果；

其中，所述钎焊铝蜂窝主体结构包括铝蜂窝夹芯和设置在所述铝蜂窝夹芯表面的铝合金蒙皮；铝蜂窝夹芯与铝合金蒙皮之间的所有节点均通过金属焊接，不添加任何胶粘剂非金属材料；

其中，钎焊铝蜂窝主体结构的成型过程如下：以尾翼型面加工周边作为工件的基准边，将铝蜂窝夹芯加工到要求的尺寸，同时加工出铝蜂窝夹芯的边缘处的凹槽，在凹槽位置处预埋焊接加强板，最后用铝合金蒙皮与加工后的铝蜂窝夹芯和预埋加强板钎焊在一起。

2.根据权利要求1所述的运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，其特征在于，所述钎焊铝蜂窝主体结构具有正面、反面和四个侧面。

3.根据权利要求1所述的运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，其特征在于，所述铝蜂窝夹芯由多个六边形铝箔晶格拼接而成。

4.根据权利要求1或3所述的运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，其特征在于，所述铝蜂窝夹芯与所述铝合金蒙皮之间通过金属焊接。

5.根据权利要求1或3所述的运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，其特征在于，所述铝蜂窝夹芯的边缘沿其厚度方向向内凹入有凹槽，所述凹槽内预埋有焊接加强板。

6.根据权利要求1所述的运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，其特征在于，所述铝合金蒙皮包括焊接在所述铝蜂窝夹芯一面的第一铝合金蒙皮和焊接在所述铝蜂窝夹芯另一面的第二铝合金蒙皮，所述第一铝合金蒙皮和所述第二铝合金蒙皮的形状均与所述铝蜂窝夹芯的形状相同。

7.根据权利要求1所述的运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，其特征在于，所述封板为阻热阻燃封板。

8.根据权利要求7所述的运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，其特征在于，所述封板包括分别焊接在所述钎焊铝蜂窝主体结构两个侧面的第一封板和第二封板。

9.根据权利要求1所述的运载火箭钎焊铝蜂窝尾翼，其特征在于，所述火箭连接结构上开设有连接孔。

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