本發(fā)明涉及飛行器結構防熱技術，具體涉及一種在飛行器機身狹小空間內(nèi)采用預留間隙、填充低導熱率材料的隔熱結構。

背景技術：

飛行器的執(zhí)行機構在飛行中承受氣動載荷和翼面彎扭載荷。高超聲速飛行器飛行中機身氣動加熱嚴酷，機內(nèi)結構件升溫快，驅(qū)動翼面的傳動機構剛度下降，降低了翼面的氣動顫振裕量。因此需采取防熱措施，降低機身內(nèi)結構件的溫升速度，以使飛行器在飛行過程中伺服機構剛度滿足使用要求。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供一種隔熱結構，方便實施、節(jié)約空間，可在狹小空間內(nèi)有效降低飛行器機內(nèi)結構件溫升速率，保證結構件剛度及高速飛行時翼面的顫振裕量。

為了達到上述目的，本發(fā)明提供一種隔熱結構，其設置在飛行器的機身和轉軸上，機身上具有凹槽部，凹槽部中間設置有轉軸通孔，凹槽部周圍的機身上設置有多個安裝孔和多個定位孔，該隔熱結構包含：

本體，其具有本體通孔，本體通孔周圍具有機身安裝凸臺和凸起部，通過機身安裝凸臺將本體安裝在機身上，凸起部伸入機身上的凹槽部；

多個軸承，通過該軸承將轉軸安裝到本體上，轉軸的端部位于機身的轉軸通孔中；

多個軸承擋板，其固定安裝在本體上，位于軸承和機身之間，用于限制軸承移動；

隔熱板，其套設在本體的機身安裝凸臺周圍，位于本體和機身之間；

隔熱環(huán)，其套設在本體的凸起部上，位于本體的凸起部和機身的凹槽部之間。

所述的本體還包含：

多個軸承擋板安裝凹槽，其位于凸起部上，用于安裝軸承擋板。

所述的本體還包含：

多個安裝孔，其設置在機身安裝凸臺上，位置與機身上的安裝孔相對應，用于連接機身；

多個定位孔，其位置與機身上的定位孔相對應，用于連接定位。

所述的隔熱板還包含：

通孔，其形狀與本體的機身安裝凸臺匹配，使隔熱板正好可以套設在機身安裝凸臺周圍。

所述的隔熱板還包含：

定位孔，其位置與機身上的定位孔相對應，用于連接定位。

所述的隔熱環(huán)還包含：

多個凹槽，其位置與本體上的軸承擋板安裝凹槽相對應，用于安裝軸承擋板。

所述的機身采用鈦合金材料，本體采用鋁合金材料，轉軸和軸承擋板采用不銹鋼材料，隔熱板采用低熱導率的石棉材料，隔熱環(huán)采用低熱導率高壓縮強度的高硅氧玻璃鋼。

所述的軸承擋板的高度大于軸承，使軸承與機身之間存在間隙。

定位連接件穿過本體上的定位孔、隔熱板上的定位孔和機身上的定位孔，實現(xiàn)本體與機身的安裝定位；連接件穿過本體上的安裝孔和機身上的安裝孔，將本體和機身固定連接。

軸承擋板連接件將軸承擋板安裝在本體的軸承擋板安裝凹槽內(nèi)。

本發(fā)明在沒有增加結構空間的前提下，通過減少結構件金屬接觸面積，增加間隙，增加低熱導率的石棉隔熱墊、高硅氧玻璃鋼隔熱環(huán)等措施，減少了機身至機內(nèi)結構件的熱傳導，減緩了機構溫升速率，是一種方便實施、空間節(jié)約的隔熱結構，可有效降低飛行器機內(nèi)結構件溫升速率，保證結構件剛度及高速飛行時翼面的顫振裕量。

附圖說明

圖1是機身結構的內(nèi)側示意圖。

圖2是機身結構的外側示意圖。

圖3是本發(fā)明提供的一種隔熱結構的示意圖。

圖4是本發(fā)明提供的一種隔熱結構沿轉軸的橫截面剖視圖。

圖5是本體的結構示意圖。

圖6是隔熱板的結構示意圖。

圖7是隔熱環(huán)的結構示意圖。

具體實施方式

以下根據(jù)圖1～圖7，具體說明本發(fā)明的較佳實施例。

本發(fā)明提供一種隔熱結構，設置在飛行器的機身和轉軸上，實現(xiàn)結構隔熱。如圖1和圖2所示，機身10上具有凹槽部10-3，凹槽部10-3中間設置有轉軸通孔10-4，凹槽部10-3周圍的機身上設置有多個安裝孔10-2和多個定位孔10-1。

如圖3和圖4所示，所述的隔熱結構具體包含：

本體1，其具有本體通孔106，本體通孔106周圍具有機身安裝凸臺101和凸起部102，通過機身安裝凸臺101將本體1安裝在機身10上，凸起部102伸入機身10上的凹槽部10-3；

多個軸承3，通過該軸承3將轉軸2安裝到本體1上，轉軸2的端部位于機身10的轉軸通孔10-4中；

多個軸承擋板4，其固定安裝在本體1上，位于軸承2和機身10之間，用于限制軸承2移動；

隔熱板6，其套設在本體1的機身安裝凸臺101周圍，位于本體1和機身10之間；

隔熱環(huán)5，其套設在本體1的凸起部102上，位于本體1的凸起部102和機身10的凹槽部10-3之間。

如圖5所示，所述的本體1還包含：

多個軸承擋板安裝凹槽103，其位于凸起部102上，用于安裝軸承擋板4；

多個安裝孔105，其設置在機身安裝凸臺101上，位置與機身上的安裝孔10-2相對應，用于連接機身10；

多個定位孔104，其位置與機身10上的定位孔10-1相對應，用于連接定位。

如圖6所示，所述的隔熱板6還包含：

通孔601，其形狀與本體1的機身安裝凸臺101匹配，使隔熱板6正好可以套設在機身安裝凸臺101周圍；

定位孔602，其位置與機身10上的定位孔10-1相對應，用于連接定位。

如圖7所示，所述的隔熱環(huán)5還包含：

多個凹槽501，其位置與本體1上的軸承擋板安裝凹槽103相對應，用于安裝軸承擋板4。

如圖3和圖4所示，使用定位連接件9穿過本體1上的定位孔104、隔熱板6上的定位孔602和機身10上的定位孔10-1，實現(xiàn)本體1與機身10的安裝定位。使用連接件7穿過本體1上的安裝孔105和機身10上的安裝孔10-2，將本體1和機身10固定連接。使用軸承擋板連接件8將軸承擋板4安裝在本體1的軸承擋板安裝凹槽103內(nèi)。

為滿足飛行器輕質(zhì)小型化要求，機身10為鈦合金材料，本體1采用鋁合金材料，轉軸2和軸承擋板4采用不銹鋼材料，轉軸2通過軸承3安裝于本體1上，軸承擋板4安裝在本體的軸承擋板安裝凹槽103內(nèi)，限制軸承3外移，并于裝機后與機身10的內(nèi)壁接觸，將轉軸2及軸承3外移的力傳遞至機身10上，本實施例中，采用四個軸承擋板4在軸承圓周方向上均布，使軸承3與機身10內(nèi)壁之間存在間隙，減少軸承3與機身10的接觸面積，減緩軸承溫升速度，同時軸承擋板4的高度大于軸承3，使軸承3與機身10之間存在間隙，減少軸承與機身的接觸面積，減少了機身傳遞至軸承的熱量，降低軸承溫升速度。

本體1與機身10存在兩個接觸面，第一個是平面，用以支撐轉軸2，第二個為機身10的凹槽部10-3和本體1的凸起部102形成的環(huán)面，用以將轉軸2的彎矩負載過渡至本體1和機身10，在平面接觸面上安裝有隔熱板6，在環(huán)面接觸面上安裝有隔熱環(huán)5，則本體1和機身10僅僅在機身安裝凸臺101處存在直接金屬接觸，大大減小了本體1和機身10的接觸面積，縮小了機身10至本體1的熱傳遞通道，同時低熱導率的石棉材料制成的隔熱板6減少了本體1與機身10之間的金屬接觸面積，而低熱導率高壓縮強度的高硅氧玻璃鋼制成的隔熱環(huán)5也避免了機身10的熱量直接傳遞至本體1。

本發(fā)明在沒有增加結構空間的前提下，通過減少結構件金屬接觸面積，增加間隙，增加低熱導率的石棉隔熱墊、高硅氧玻璃鋼隔熱環(huán)等措施，減少了機身至機內(nèi)結構件的熱傳導，減緩了機構溫升速率，是一種方便實施、空間節(jié)約的隔熱結構，可有效降低飛行器機內(nèi)結構件溫升速率，保證結構件剛度及高速飛行時翼面的顫振裕量。

盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實施例作了詳細介紹，但應當認識到上述的描述不應被認為是對本發(fā)明的限制。在本領域技術人員閱讀了上述內(nèi)容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護范圍應由所附的權利要求來限定。