CN208498786U - 一种变形匹配热防护连接结构 - Google Patents

Abstract

一种变形匹配热防护连接结构，用于超高速飞行器的控制舵面及翼前缘热变形区域的防热及固定连接，包括结构底座(1)、螺纹连接件(2)、连接垫片(3)、弹性过渡单元(4)、底座连接件(5)、球头连接螺钉(6)，该装置克服了现有的热防护连接结构由于防热层与结构层界面温度过高导致无法胶接、以及使用机械固定容易造成热失配的问题，结构简单，稳定性好，可靠性高。

Description

一种变形匹配热防护连接结构

技术领域

本实用新型涉及一种变形匹配热防护连接结构，属于热防护连接结构领域。

背景技术

当飞行器在超高声速飞行时，飞船、航天飞机以及弹头再入大气过程、导弹超高声速巡航时，高速气流与飞行器剧烈摩擦与挤压，气流巨大的动能转化为热能，在飞行器表面会产生数千度的高温，为了保护飞行器的正常工作，需要在飞行器表面安装一层热防护结构。

热防护结构与飞行器表面一般采用胶接的方式进行连接，美国航天飞机的热防护结构连接方式采用硅橡胶将几厘米厚的陶瓷隔热瓦通过应变隔离垫胶接在金属舱体上，美国“猎户座”飞船采用了高温粘接剂将烧蚀蜂窝粘接在返回舱的结构上，一般导弹弹头的热返回采用了硅橡胶将碳/酚醛粘接在金属结构上。还有一种热防护结构采用了机械连接的方式，例如美国X-33可重复使用金属热防护系统采用了高温合金螺栓将高温合金蜂窝夹层结构连接在舱体表面。上述连接方式均是在具有较厚防热层的前提下进行胶接和机械连接，这种较厚的防热层能保证与金属舱体胶接或者机械连接的界面温度较低，不会产生超过材料自身屈服强度的热应力。但是在超高声速飞行器的舵面以及翼前缘区域，其尺寸非常有限，防热层厚度较薄，防热层与金属结构间的界面温度非常高，远超胶接的使用温度，同时较高的温度会导致防热层与金属结构之间产生较大热变形失配，直接使用机械固定，会导致防热层的热失配破坏。

实用新型内容

本实用新型解决的技术问题是：针对目前现有技术中，现有的热防护连接结构由于防热层与结构层界面温度过高导致无法胶接、以及使用机械固定容易造成热失配的问题，提出了一种变形匹配热防护连接结构。

本实用新型解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种变形匹配热防护连接结构，包括结构底座、螺纹连接件、连接垫片、弹性过渡单元、底座连接件、球头连接螺钉，所述结构底座顶部设有开口连接槽，所述弹性过渡单元安装于开口连接槽内靠近开口处的槽内侧壁上，所述连接垫片紧贴弹性过渡单元底面安装，所述螺纹连接件紧贴连接垫片底面安装，所述螺纹连接件、连接垫片中心设置有安装通孔，所述底座连接件紧贴结构底座设有开口连接槽一面安装，且底座连接件设有凹球面连接槽，所述球头连接螺钉通过底座连接件中心的凹球面连接槽及结构底座的开口连接槽，分别穿过连接垫片、螺纹连接件中心安装通孔实现固定连接。

所述结构底座的开口连接槽的形状为T型结构或Y型结构。

所述球头连接螺钉与弹性过渡单元间为间隙配合。

所述开口连接槽及凹球面连接槽直径相同，其直径为2mm～20mm。

所述球头连接螺钉直径小于开口连接槽及凹球面连接槽直径。

所述结构底座材料为铝合金、钛合金或不锈钢。

所述螺纹连接件材料为铝合金、钛合金或不锈钢。

所述连接垫片材料为铝合金、钛合金或不锈钢。

所述弹性过渡单元为橡胶材料。

优选的，所述底座连接件为树脂基复合材料或陶瓷基复合材料。

本实用新型与现有技术相比的优点在于：

(1)本实用新型提供的一种变形匹配热防护连接结构，通过使用球头连接螺钉及一系列弹性过渡元件，进行防热层及结构层间的连接，克服了现有胶接结构防热能力低的问题，同时解决了机械结构连接容易因为热失配造成固定失效的问题，提供了可调节的匹配变形能力，能够依靠弹性过渡单元进行有效的吸收热失配造成的尺寸偏差，减缓了机械结构的应力集中问题；

(2)本实用新型提供的防热层、结构层间的连接机构，结构简单，稳定性好，连接件的原料易于制造，体积容量较现有连接机构更小，便于进行飞行器上的安装。

附图说明

图1为实用新型提供的连接机构示意图一；

图2为实用新型提供的连接机构示意图二；

图3为实用新型提供的连接机构示意图三；

具体实施方式

一种变形匹配热防护连接结构，如图1所示，包括结构底座1、螺纹连接件2、连接垫片3、弹性过渡单元4、底座连接件5、球头连接螺钉6，采用了结构层中的开口连接槽进行连接固定，同时在防热层中设置了底座连接件5，再通过球头连接螺钉6进行贯通连接实现防热层与结构层的固定连接，其中，具体连接关系如下：

结构底座1顶部设有开口连接槽，弹性过渡单元4安装于开口连接槽内靠近开口处的槽内侧壁上，连接垫片3紧贴弹性过渡单元4底面安装，螺纹连接件2紧贴连接垫片3底面安装，螺纹连接件2、连接垫片3、弹性过渡单元4中心设置有安装通孔，底座连接件5紧贴结构底座1设有开口连接槽一面安装，且底座连接件5设有凹球面连接槽，球头连接螺钉6通过底座连接件5中心的凹球面连接槽及结构底座1的开口连接槽，分别穿过螺纹连接件2、连接垫片3、弹性过渡单元4中心安装通孔实现固定连接，其中，凹球面连接槽及开口连接槽直径相等，球头连接螺钉6直径小于凹球面连接槽及开口连接槽直径，同时，球头连接螺钉6连接方式采取间隙连接。

在飞行器飞行过程中，螺纹连接件2通过螺纹形成的预紧力使弹性过渡单元4实现了一定的变形，防热层与结构层连接在一起后，球头连接螺钉6由于防热层与结构层之间在飞行过程中产生的错动发生倾斜移动，造成弹性过渡单元4产生压缩变形，通过使弹性过渡单元4形变释放了防热层与结构层的热变形，当飞行速度降低后，温度恢复为正常温度，弹性过渡单元4会随着防热层与结构层的移动使球头连接螺钉6恢复到原始连接状态。

其中，结构底座1、螺纹连接件2、连接垫片3材料为铝合金、钛合金或不锈钢其中的一种，而弹性过渡单元4为橡胶材料或弹簧，底座连接件5为树脂基复合材料或陶瓷基复合材料。结构底座1的开口连接槽的形状可以为T型结构或Y型结构。

下面结合具体实施例进行进一步说明：

如图2所示，采用了Y型结构的开口连接槽，弹性过渡单元4紧贴Y型结构的开口连接槽侧壁，同时螺纹连接件2底部也紧贴Y型结构的开口连接槽底边；

如图3所示，采用了T型结构的开口连接槽，同时弹性过渡单元4采用了弹簧进行制备，在飞行器飞行过程中，弹性过渡单元4受到的形变直接由弹簧进行体现。

本实用新型说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种变形匹配热防护连接结构，其特征在于：包括结构底座(1)、螺纹连接件(2)、连接垫片(3)、弹性过渡单元(4)、底座连接件(5)、球头连接螺钉(6)，所述结构底座(1)顶部设有开口连接槽，所述弹性过渡单元(4)安装于开口连接槽内靠近开口处的槽内侧壁上，所述连接垫片(3)紧贴弹性过渡单元(4)底面安装，所述螺纹连接件(2)紧贴连接垫片(3)底面安装，所述螺纹连接件(2)、连接垫片(3)中心设置有安装通孔，所述底座连接件(5)紧贴结构底座(1)设有开口连接槽一面安装，且底座连接件(5)设有凹球面连接槽，所述球头连接螺钉(6)通过底座连接件(5)中心的凹球面连接槽及结构底座(1)的开口连接槽，分别穿过连接垫片(3)、螺纹连接件(2)中心安装通孔实现固定连接。

2.根据权利要求1所述的一种变形匹配热防护连接结构，其特征在于：所述结构底座(1)的开口连接槽的形状为T型或Y型。

3.根据权利要求1所述的一种变形匹配热防护连接结构，其特征在于：所述球头连接螺钉(6)与弹性过渡单元(4)为间隙配合。

4.根据权利要求1所述的一种变形匹配热防护连接结构，其特征在于：所述开口连接槽及凹球面连接槽直径相同，其直径为2mm～20mm。

5.根据权利要求4所述的一种变形匹配热防护连接结构，其特征在于：所述球头连接螺钉(6)直径小于开口连接槽及凹球面连接槽直径。

6.根据权利要求1～5任一所述的一种变形匹配热防护连接结构，其特征在于：所述结构底座(1)材料为铝合金、钛合金或不锈钢。

7.根据权利要求1～5任一所述的一种变形匹配热防护连接结构，其特征在于：所述螺纹连接件(2)材料为铝合金、钛合金或不锈钢。

8.根据权利要求1～5任一所述的一种变形匹配热防护连接结构，其特征在于：所述连接垫片(3)材料为铝合金、钛合金或不锈钢。

9.根据权利要求1～5任一所述的一种变形匹配热防护连接结构，其特征在于：所述弹性过渡单元(4)为橡胶材料。

10.根据权利要求1～5任一所述的一种变形匹配热防护连接结构，其特征在于：所述底座连接件(5)为树脂基复合材料或陶瓷基复合材料。