[發明專利]一種防隔熱一體化翼連接結構

有效

• 申請號: 201710507967.2
• 申請日: 2017-06-28
• 公開（公告）號: CN107380395B
• 公開（公告）日: 2020-05-19
• 發明（設計）人: 盧迪;王輝;單華偉;戴肇鵬;汪文龍;范開春
• 申請（專利權）人: 湖北航天技術研究院總體設計所
• 主分類號: B64C1/00
• 分類號: B64C1/00;B64C3/00;B64C3/20
• 代理公司: 武漢智匯為專利代理事務所(普通合伙) 42235
• 代理人: 樊黎

本發明一種防隔熱一體化翼連接結構，翼骨架橫截面為“┻”形，隔熱層和翼防熱層橫截面為“┛┗”形，隔熱層套蓋在翼骨架上面，翼防熱層套蓋在隔熱層上面，通過螺釘和螺母將翼骨架、隔熱層、翼防熱層連接；飛行器金屬殼體安裝翼的部位設有凹槽，翼骨架下底座置于飛行器金屬殼體凹槽內，通過螺釘連接；飛行器隔熱層壓在翼骨架和飛行器金屬殼體上，飛行器防熱層壓在翼防熱層底座和飛行器隔熱層上、通過螺釘和螺母將飛行器防熱層、翼防熱層、隔熱層、和翼骨架連接。本發明根據不同材質的熱性能，分別采用不同材質的連接件，安裝結構適應分層次進行連接，解決了熱匹配問題。

技術領域

本發明屬于飛行器結構領域，具體涉及一種防隔熱一體化翼連接結構。

背景技術

新型飛行器已經告別了傳統的規則外形，在高馬赫數、大攻角飛行工況下，面臨嚴苛的氣動熱環境，直接導致舵翼等尖翹外凸部分的不可控燒蝕、舵翼與飛行器連接處難以保護直接被熱氣流侵蝕等嚴重問題。為了解決此類問題，常見的做法是在舵翼表面包覆防隔熱層，例如C/SiC，增強抗燒蝕能力。但是由于C/SiC與飛行器金屬殼體熱匹配性不同，受熱后延伸長度不一致，傳統的螺釘連接會由于防熱材料與金屬殼體相互錯動而被剪斷，因此，兼顧承力和防隔熱一體化的翼連接結構成為設計的關鍵。

發明內容

針對現有技術中面臨的問題和發展需求，本發明提供一種適用于高馬赫數、大攻角再入飛行器上防隔熱一體化翼連接結構。

為實現本發明的目的所采用的具體技術方案如下。

一種防隔熱一體化翼連接結構，由翼骨架(2)、隔熱層(3)、翼防熱層(4)、飛行器防熱層(5)、飛行器隔熱層(6)、飛行器金屬殼體(7)、第一螺釘(8)、第二螺釘(9)、第二螺母(10)、第三螺釘(11)、第三螺母(12)構成；翼骨架(2)橫截面為形，隔熱層(3)和翼防熱層(4)橫截面為形，隔熱層(3)套蓋在翼骨架(2)上面，翼防熱層(4)套蓋在隔熱層(3)上面，通過第二螺釘(9)和第二螺母(10)將翼骨架(2)、隔熱層(3)、翼防熱層(4)連接；飛行器金屬殼體(7)安裝翼的部位設有凹槽，翼骨架(2)下底座置于飛行器金屬殼體(7)凹槽內，通過第一螺釘(8)連接；飛行器隔熱層(6)壓在翼骨架(2)和飛行器金屬殼體(7)上，飛行器防熱層(5)壓在翼防熱層(4)底座和飛行器隔熱層(6)上、通過第三螺釘(11)和第三螺母(12)將飛行器防熱層(5)、翼防熱層(4)、隔熱層(3)、和翼骨架(2)連接。第二螺釘(9)、第二螺母(10)、第三螺釘(11)、第三螺母(12)用與隔熱層(3)相同的材質制備。

本發明根據不同材質的熱性能，分別采用不同材質的連接件，安裝結構適應分層次進行連接，解決了熱匹配問題。

附圖說明

圖1為本發明一種防隔熱一體化翼安裝結構圖。

具體實施方式

以下結合附圖和具體實施例對本發明作進一步的詳細描述。

如圖1所示，本發明用于安裝防隔熱一體化翼的結構包括飛行器金屬殼體(7)，在凹槽嵌入翼骨架(2)，用第一螺釘(8)連接；在翼骨架(2)外側包覆翼隔熱層(3)、翼防熱層(4)及翼前緣(1)，用C/SiC第二螺釘(9)及C/SiC第二螺母(10)將翼隔熱層(3)、翼防熱層(4)固定在翼骨架(2)上；在飛行器金屬殼體(7)外側包覆飛行器隔熱層(6)、飛行器防熱層(5)，用C/SiC第三螺釘(11)及C/SiC第三螺母(12)將飛行器隔熱層(6)及飛行器防熱層(5)固定在飛行器金屬殼體(7)上，即完成安裝。

翼骨架(2)底座正好嵌入飛行器金屬殼體(7)凹槽中，并且底座上表面與飛行器金屬殼體(7)外表面齊平。由于兩者均為同一金屬材料，熱匹配性無差異，可直接用第一螺釘(8)將翼骨架(2)與飛行器金屬殼體(7)固連，飛行器金屬殼體(7)此處孔位為螺紋孔。