專利名稱：一種高超聲速飛行器硅基防熱層翼身連接層式嵌入結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型屬于飛行器翼身連接結(jié)構(gòu)，具體涉及一種高超聲速飛行器硅基防熱層翼身連接層式嵌入結(jié)構(gòu)。
背景技術(shù)：
飛行器長時(shí)間在臨近空間飛行、與傳統(tǒng)飛行器相比其氣動(dòng)熱環(huán)境存在熱流峰值偏低(約傳統(tǒng)再入式彈頭的1/5)，中低熱流持續(xù)時(shí)間長(是傳統(tǒng)彈頭的10倍以上)、總加熱量大的特點(diǎn)。以往應(yīng)用較為廣泛的硅基防熱層在此環(huán)境下存在較為嚴(yán)重的變形，若使用傳統(tǒng)的翼身連接結(jié)構(gòu)，此種變形可能會(huì)導(dǎo)致翼金屬結(jié)構(gòu)的翼前尖翹曲形成尖銳駐點(diǎn)的不可控?zé)g、翼身連接處不受防熱層保護(hù)直接被熱氣流侵襲等嚴(yán)重問題。
發(fā)明內(nèi)容本實(shí)用新型的目的在于提供一種高超聲速飛行器硅基防熱層翼身連接層式嵌入結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)能夠防止翼金屬結(jié)構(gòu)的翼前尖翹曲形成尖銳駐點(diǎn)，能夠防止翼身連接處由于不受防熱層保護(hù)直接被熱氣流侵襲的嚴(yán)重問題。要解決的技術(shù)問題是:克服現(xiàn)有翼身連接結(jié)構(gòu)不能適用于高超聲速飛行器硅基防熱層水平翼與硅基防熱層錐身連接的情況，提出一種硅基防熱層翼身連接層式嵌入結(jié)構(gòu)。實(shí)現(xiàn)本實(shí)用新型目的的技術(shù)方案:一種高超聲速飛行器硅基防熱層翼身連接層式嵌入結(jié)構(gòu)，它包括翼防熱層、翼金屬結(jié)構(gòu)、錐身金屬骨架、錐身防熱層，翼金屬結(jié)構(gòu)外設(shè)有翼防熱層，錐身金屬骨架外設(shè)有錐身防熱層，翼防熱層嵌在錐身防熱層內(nèi)。所述的翼金屬結(jié)構(gòu)的凸臺(tái)位于翼防熱層、錐身防熱層的通孔內(nèi)，翼金屬結(jié)構(gòu)的凸臺(tái)與錐身金屬骨架固定連接。所述的翼金屬結(jié)構(gòu)與錐身金屬骨架之間通過翼身連接螺栓固定連接。本實(shí)用新型與現(xiàn)有技術(shù)相比有益效果為:(I)本實(shí)用新型采用翼防熱層嵌在錐身防熱層內(nèi)的層式嵌入結(jié)構(gòu)，有效的避免了翼金屬結(jié)構(gòu)的翼前尖翹曲形成尖銳駐點(diǎn)的不可控?zé)g。(2)本實(shí)用新型有效的避免了翼金屬結(jié)構(gòu)連接嵌入位置直接被熱氣流侵襲問題。
圖1為本實(shí)用新型所提供的一種高超聲速飛行器硅基防熱層翼身連接層式嵌入結(jié)構(gòu)。圖2為圖1的A-A向剖視圖。圖中:1.翼防熱層，2.翼金屬結(jié)構(gòu)，3.錐身金屬骨架，4.錐身防熱層，5.翼身連接螺栓。
具體實(shí)施方式

以下結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型作進(jìn)一步詳細(xì)說明。如圖1所示，飛行器翼金屬結(jié)構(gòu)2為筋粱蒙皮組合結(jié)構(gòu)，飛行器錐身金屬結(jié)構(gòu)3為帶加強(qiáng)筋的薄壁類錐體。翼防熱層I在飛行器翼金屬結(jié)構(gòu)2上直接復(fù)合成型，錐身防熱層4在錐身金屬骨架3上直接復(fù)合成型。如圖1所示，翼防熱層I嵌在錐身防熱層4內(nèi)，翼防熱層I和錐身防熱層4均為硅基纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料，翼防熱層I沿錐身金屬骨架3的軸向的剖面為類三角變截面異型結(jié)構(gòu)。翼防熱層I嵌在錐身防熱層4內(nèi)的尺寸h通常取5 10_。如圖1和圖2所示，翼金屬結(jié)構(gòu)2的兩個(gè)凸臺(tái)各自穿過翼防熱層I的兩個(gè)通孔，且翼金屬結(jié)構(gòu)2的連接凸臺(tái)底部嵌在錐身防熱層4、錐身金屬結(jié)構(gòu)3內(nèi)。錐身防熱層4覆蓋在錐身金屬結(jié)構(gòu)上，翼身連接螺栓5將翼金屬結(jié)構(gòu)2、錐身金屬結(jié)構(gòu)3固定連接在一起，從而將翼防熱層1、錐身防熱層4緊固在翼金屬結(jié)構(gòu)2與錐身金屬結(jié)構(gòu)3之間。如圖1和圖2所示，翼金屬結(jié)構(gòu)2與錐身金屬骨架3相連接，并將翼防熱層1、錐身防熱層4緊固在翼金屬結(jié)構(gòu)2與錐身金屬結(jié)構(gòu)3之間，既能夠提供對(duì)翼整體的支持力，同時(shí)有能夠防止翼金屬結(jié)構(gòu)2的翼前尖翹曲。如圖1所示，翼防熱層I與錐身防熱層4的連接為嵌入式結(jié)構(gòu)，該嵌入式結(jié)構(gòu)能夠保障飛行器飛行情況下高焓氣流無法侵襲連接部位，同時(shí)阻滯氣流進(jìn)入行器艙體的通道。該嵌入式結(jié)構(gòu)保證了在中低熱流、長時(shí)間環(huán)境下翼金屬結(jié)構(gòu)2的翼前尖不會(huì)因變形形成尖銳駐點(diǎn)；同時(shí)保證了在翼金屬結(jié)構(gòu)2的及錐身防熱層4收縮時(shí)，翼防熱層I與錐身防熱層4的嵌入位置不會(huì)直接被熱氣流侵襲。上面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型作了詳細(xì)說明，但是本實(shí)用新型并不限于上述實(shí)施例，在本領(lǐng)域普通技術(shù)人員所具備的知識(shí)范圍內(nèi)，還可以在不脫離本實(shí)用新型宗旨的前提下作出各種變化。本實(shí)用新型中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容均可以采用現(xiàn)有技術(shù)。
權(quán)利要求1.一種高超聲速飛行器硅基防熱層翼身連接層式嵌入結(jié)構(gòu)，其特征在于:它包括翼防熱層(I)、翼金屬結(jié)構(gòu)(2)、錐身金屬骨架(3)、錐身防熱層(4)，翼金屬結(jié)構(gòu)(2)外設(shè)有翼防熱層(1)，錐身金屬骨架(3)外設(shè)有錐身防熱層(4)，翼防熱層(I)嵌在錐身防熱層(4)內(nèi)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器硅基防熱層翼身連接層式嵌入結(jié)構(gòu)，其特征在于:所述的翼金屬結(jié)構(gòu)(2)的凸臺(tái)位于翼防熱層(I )、錐身防熱層(4)的通孔內(nèi)，翼金屬結(jié)構(gòu)(2)的凸臺(tái)與錐身金屬骨架(3)固定連接。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器硅基防熱層翼身連接層式嵌入結(jié)構(gòu)，其特征在于:所述的翼金屬結(jié)構(gòu)(2)與錐身金屬骨架(3)之間通過翼身連接螺栓(5)固定連接。
專利摘要本實(shí)用新型屬于飛行器翼身連接結(jié)構(gòu)，具體公開一種高超聲速飛行器硅基防熱層翼身連接層式嵌入結(jié)構(gòu)，它包括翼防熱層、翼金屬結(jié)構(gòu)、金屬骨架、錐身防熱層，翼金屬結(jié)構(gòu)外設(shè)有翼防熱層，錐身金屬骨架外設(shè)有錐身防熱層，翼防熱層嵌在錐身防熱層內(nèi)。本實(shí)用新型屬的連接結(jié)構(gòu)能夠防止翼金屬結(jié)構(gòu)的翼前尖翹曲形成尖銳駐點(diǎn)，能夠防止翼身連接處由于不受防熱層保護(hù)直接被熱氣流侵襲的嚴(yán)重問題。
文檔編號(hào)B64C3/00GK202944563SQ20122054019
公開日2013年5月22日 申請(qǐng)日期2012年10月22日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月22日
發(fā)明者陳偉華, 趙翠梅, 曹占偉, 王正宇, 周克華, 于明星, 劉泉 申請(qǐng)人:北京臨近空間飛行器系統(tǒng)工程研究所, 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院