一种大尺寸防热承载一体飞行器机翼的制作方法

1.本技术涉及飞行器结构技术领域，特别涉及一种大尺寸防热承载一体飞行器机翼。


背景技术：

2.高超飞行器长时间高速飞行时，飞行器结构将承受严酷的气动热载荷，机翼暴露在大气环境中，承受着飞行的热载荷和力载荷，飞行器为满足高升阻比的气动性能要求，常采用大尺寸的机翼提供足够的升力，同时为了减小飞行的阻力，机翼截面厚度较薄，机翼的设计需考虑热载荷、力载荷、工艺性等因素，是飞行器结构设计的重要环节。
3.高超飞行器机翼具有尺寸大、厚度薄、热载荷恶劣、力载荷大等特点，机翼设计一般分为防隔热外层、承载骨架内层的多层方案和防热、隔热、承载一体化方案两类，外防隔热层常采用抗烧蚀、耐高温、隔热性能优异的防隔热材料，承载骨架常采用力学性能良好的金属材料，但多层的机翼结构质量重、厚度大、结构复杂，越来越不能满足飞行器机翼发展需求，防隔热、承载一体机翼常采用抗烧蚀、高温力学性能优异的金属或复合材料，对于大尺寸的机翼，高温力学性能优异的材料往往线膨胀系数大，高温下机翼与机翼之间、机翼与舱体之间的热变形匹配安装设计难度很大。
4.综上，飞行器大尺寸机翼具有尺寸大、厚度薄、热载荷恶劣、力载荷大等特点，防热承载一体机翼是发展趋势，机翼与机身的热变形匹配是设计难点。


技术实现要素：

5.本技术实施例提供一种大尺寸防热承载一体飞行器机翼，以解决相关技术中飞行器机翼与机身之间热变形不便于匹配的问题。
6.本技术是实施例提供了一种大尺寸防热承载一体飞行器机翼，包括机体壳体，所述机体壳体的两侧均开设有第一安装槽和第二安装槽；
7.机翼，所述机翼有两个，两个机翼呈对称设置于机体壳体的两侧，所述机翼包括依次连接的前翼、中翼和后翼；
8.所述前翼朝向中翼的一端开设有第一凹槽，所述中翼上设置有与第一凹槽配合插入的第一支耳，所述中翼朝向后翼的一端开设有第二凹槽，所述后翼上设置有与第二凹槽配合插入的第二支耳；
9.所述前翼、中翼和后翼朝向机体壳体的一侧均设置有前支座和后支座；
10.所述前翼、中翼和后翼通过前支座和后支座与第一安装槽和第二安装槽之间连接；
11.防热腻子，所述防热腻子设置在前翼、中翼和后翼之间的对接处中。
12.一些实施例中，所述第一安装槽与第二安装槽有若干个，且与前翼、中翼和后翼之间配套组合。
13.一些实施例中，所述前翼的前支座与第一安装槽通过固定机构安装连接；
14.所述固定机构包括设置于机体壳体远离前翼的一侧的第一压板，所述机体壳体与前支座之间通过螺栓固定连接。
15.一些实施例中，所述前支座的外侧包裹有第一隔热块。
16.一些实施例中，所述第二安装槽与后支座之间设置有间隙，间隙的宽度为机翼热变形量的1.2倍；
17.所述前翼的后支座与第二安装槽通过活动机构连接；
18.所述活动机构包括设置于机体壳体远离后支座的一侧的转接板，所述转接板上开设有连通第二安装槽的腰型孔，所述腰型孔的宽度与机翼热变形量相匹配，所述转接板远离机翼的一侧设置有第二压板，所述第二压板上设置有依次穿过第二压板和腰型孔与后支座之间螺栓连接的螺栓。
19.一些实施例中，所述后支座的外侧包裹有第二隔热块。
20.一些实施例中，所述前翼、中翼和后翼与机体壳体之间均设置有防隔热层；
21.所述第一隔热块和第二隔热块均采用石英陶瓷材料。
22.一些实施例中，所述前翼和中翼与机体壳体之间连接的结构原理相同；
23.所述后翼的前支座与第一安装槽之间通过活动机构连接；
24.所述后翼的后支座与第二安装槽之间通过固定机构连接。
25.一些实施例中，所述防热腻子涂抹在第一支耳和第二支耳的表面。
26.一些实施例中，所述第一支耳上的防热腻子的倾斜高度与前翼和中翼之间的倾斜高度相同；
27.所述第二支耳上的防热腻子的倾斜高度与中翼和后翼之间的倾斜高度相同。
28.本技术实施例提供了一种大尺寸防热承载一体飞行器机翼，通过中翼的第一支耳插入到前翼的第一凹槽中，然后再使后翼的第二支耳插入到中翼的第二凹槽中，即可使前翼、中翼和后翼之间相互连接固定。
29.前翼、中翼和后翼朝向机体壳体的一侧均固连有前支座和后支座，前翼、中翼和后翼通过前支座插入第一安装槽，通过后支座插入第二安装槽内，即可使机翼与机体壳体之间连接，且前支座与第一安装槽之间为固定安装连接，使前支座在第一安装槽内为固定状态无法移动，后支座与第二安装槽之间为活动安装连接，使后支座可以在第二安装槽内移动，使机翼在热变形伸展时，通过后支座的活动安装，使其与机体壳体之间的连接结构可以热变形匹配，避免了完全固定的安装方式，在机翼产生热变形的时候，无法同步伸展，导致机翼容易受损，使飞行器的寿命降低和飞行效率降低。
30.防热腻子设置在前翼、中翼和后翼之间的对接处中，通过防热腻子使前翼与中翼和中翼与后翼之间预留有热变形空间，当机翼正常的时候，通过防热腻子补充前翼与中翼和中翼与后翼之间的凹坑，使机翼平滑，当机翼升温变形时，机翼热变形力可顺利将腻子挤出，不影响机翼的变形匹配。
附图说明
31.为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对实施例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技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他
的附图。
32.图1为本技术实施例提供的结构示意图；
33.图2为本技术实施例中机翼提供的连接示意图；
34.图3为本技术实施例中机翼提供的剖面示意图；
35.图4为本技术实施例中机翼提供的结构示意图；
36.图5为本技术实施例中固定机构提供的结构示意图；
37.图6为本技术实施例中固定机构提供的仰视示意图；
38.图7为本技术实施例中活动机构提供的结构示意图；
39.图8为本技术实施例中活动机构提供的仰视示意图。
40.1、机体壳体；1b、防隔热层；2、前翼；2c、第一凹槽；3、中翼；3a、前支座；3b、后支座；3c、第一支耳；3d、第二凹槽；4、后翼；4d、第二支耳；5、防热腻子；6、第一隔热块；7、第一压板；9、转接板；10、第二隔热块；12、第一安装槽；13、第二安装槽；14、腰型孔；15、第二压板。
具体实施方式
41.为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术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技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
42.本技术实施例提供了一种大尺寸防热承载一体飞行器机翼，其能解决飞行器机翼与机身之间热变形不便于匹配的问题。
43.参见图1-8所示，本技术实施例提供了一种大尺寸防热承载一体飞行器机翼，包括
44.机体壳体1、机翼和防热腻子5，机翼采用耐高温、抗烧蚀、高温力学性能良好的结构材料，如高温合金钢或者c/sic复合材料。
45.其中，机体壳体1的两侧均开设有第一安装槽12和第二安装槽13，通过第一安装槽12和第二安装槽13使机翼便于安装。
46.其中，机翼有两个，两个机翼呈对称设置于机体壳体1的两侧，机翼包括依次连接的前翼2、中翼3和后翼4，前翼2朝向中翼3的一端开设有第一凹槽2c，中翼3朝向前翼2的一端固连有与第一凹槽2c配合插入第一支耳3c，中翼3朝向后翼4的一端开设有第二凹槽3d，后翼4朝向中翼3的一端固连有与第二凹槽3d配合插入的第二支耳4d。
47.当机翼组装的时，首先使中翼3通过第一支耳3c插入到前翼2的第一凹槽2c中，然后再使后翼4的第二支耳4d插入到中翼3的第二凹槽3d中，即可使前翼2、中翼3和后翼4之间相互连接固定。
48.前翼2、中翼3和后翼4朝向机体壳体1的一侧均固连有前支座3a和后支座3b，前翼2、中翼3和后翼4通过前支座3a插入第一安装槽12，通过后支座3b插入第二安装槽13内，即可使机翼与机体壳体1之间连接，且前支座3a与第一安装槽12之间为固定安装连接，使前支座3a在第一安装槽12内为固定状态无法移动，后支座3b与第二安装槽13之间为活动安装连接，使后支座3b可以在第二安装槽13内移动，使机翼在热变形伸展时，通过后支座3b的活动安装，使其与机体壳体1之间的连接结构可以热变形匹配，避免了完全固定的安装方式，在机翼产生热变形的时候，无法同步伸展，导致机翼容易受损，使飞行器的寿命降低和飞行效
率降低。
49.其中，防热腻子5设置在前翼2、中翼3和后翼4之间的对接处中，通过防热腻子5使前翼2与中翼3和中翼3与后翼4之间预留有热变形空间，当机翼正常的时候，通过防热腻子补充前翼2与中翼3和中翼3与后翼4之间的凹坑，使机翼平滑，当机翼升温变形时，机翼热变形力可顺利将腻子挤出，不影响机翼的变形匹配。
50.在一些可选的实施例中，参见图1-8所示，第一安装槽12与第二安装槽13有若干个，且与前翼2、中翼3和后翼4之间配套组合，前翼2与机体壳体1之间的连接处开设有第一安装槽12和第二安装槽13，中翼3与机体壳体1之间的连接处开设有第一安装槽12和第二安装槽13，后翼4与机体壳体1之间的连接处开设有第一安装槽12和第二安装槽13，通过各个第一安装槽12和第二安装槽13使前翼2、中翼3和后翼4均可安装在机体壳体1上，且可使其同步热变形匹配，前翼2、中翼3和后翼4与机体壳体1安装连接结构原理相同。
51.本实施例中，前翼2的前支座3a与第一安装槽12通过固定机构安装连接，固定机构包括设置于机体壳体1远离前翼2的一侧的第一压板7，机体壳体1与前支座3a之间通过螺栓固定连接。
52.前翼2的前支座3a插入第一安装槽12内，机体壳体1远离机翼的一侧设置有第一压板7，因为第一安装槽12和第二安装槽13均为贯通机体壳体1的槽口，第一压板7固连在机体壳体1远离机翼的一侧，第一压板7的宽度大于第一安装槽12的宽度，使其可以封闭第一安装槽12，然后在通过螺栓贯穿第一压板7与前支座3a螺栓连接，通过螺栓固定使前翼2与机体壳体1之间固定，且通过第一压板7进行限位，使通过螺栓连接的第一压板7和前支座3a相互卡位，使前翼2被第一压板7阻挡无法从第一安装槽12内拔出。
53.本实施例中，前支座3a的外侧包裹有第一隔热块6，通过第一隔热块6避免前支座3a与机体壳体1之间直接接触，减少了机翼向机体壳体1上的热传导。
54.本实施例中，前翼2的后支座3b与第二安装槽13通过活动机构连接，活动机构包括设置于机体壳体1远离后支座3b的一侧的转接板9，转接板9上开设有连通第二安装槽13的腰型孔14，腰型孔14的宽度与机翼热变形量相匹配，转接板9远离机翼的一侧设置有第二压板15，第二压板15上设置有依次穿过第二压板15和腰型孔14与后支座3b之间螺栓连接的螺栓。
55.后支座3b插在第二安装槽13内，第二安装槽13通第一安装槽12相同，均为贯穿机体壳体1的槽口，机体壳体1远离后支座3b的一侧固连有转接板9，转接板9的宽度大于第二安装槽13的宽度，通过转接板9对第二安装槽13进行封闭，第二安装槽13与后支座3b之间设置有间隙，间隙的宽度为机翼热变形量的1.2倍，使机翼在热变形的时候有足够的预留空间伸展，转接板9上开设有腰型孔14，腰型孔14的尺寸大小与机翼的热变形量相匹配，转接板9远离机翼的一侧设置有第二压板15，第二压板15上设置有依次穿过第二压板15和腰型孔14与后支座3b之间螺栓连接的螺栓，第二压板15与转接板9位贴合式接触，且可在转接板9上滑动，第二压板15的宽度大于腰型孔14的宽度，避免第二压板15伸入到腰型孔14内，使机翼无法移动，当机翼热变形进行伸展时，因为第二安装槽13内预留有变形空间，此时机翼伸展会带动螺栓在第二安装槽13内移动，螺栓移动的同时会第二压板15移动，即可使机翼在热变形的时候进行伸展，避免机翼热变形伸展时，无法伸展导致损坏。
56.本实施例中，后支座3b的外侧包括有第二隔热块10，通过第二隔热块10避免后支
座3b与机体壳体1直接接触，减少了机翼向机体壳体1上的热传导。
57.本实施例中，前翼2、中翼3和后翼4与机体壳体1之间的接触面均设置有防隔热层1b，通过防隔热层1b避免了机翼与机体壳体1之间直接接触，减少了机翼与机体壳体1的接触面的热传导。
58.第一隔热块6和第二隔热块10均采用石英陶瓷材料，石英陶瓷耐高温、导热系数低、高温下结构稳定且有足够力学性能。
59.本实施例中，前翼2和中翼3与机体壳体1之间连接的结构原理相同。
60.后翼4的前支座3a与第一安装槽12之间通过活动机构连接，后翼4的后支座3b与第二安装槽13之间通过固定机构连接。
61.前翼2和中翼3前端固定安装、后端可轴向滑动安装，后翼4后端固定安装、前端可轴向滑动安装，安装后前翼2和中翼3温升后向后变形伸长，后翼4温升后向前变形伸长，通过两端向中间变形伸展的结构原理，使机翼之间的连接更加稳定，且连接更加牢固。
62.在一些可选的实施中，参见图3所示，防热腻子5还涂抹在第一支耳3c和第二支耳4d的表面，为了满足气动外形要求，避免前翼2与中翼3对接部位出现凹坑，在插接的凹坑处涂抹防热腻子5，使机翼在没有热变形的时候前翼2、中翼3和后翼4之间的搭接没有缝隙凹坑，使其表面光滑，因为第一支耳3c和第二支耳4d并未完全插入到第一凹槽2c和第二凹槽3d中，所以使当机翼热变形的时候，机翼通过后支座3b会向伸展形移动，第一凹槽2c和第二凹槽3d在热变形的时候会朝向第一支耳3c和第二支耳4d的方向移动，移动的同时会使部分的防热腻子5挤压出来，没有挤压出来的防热腻子5依然堵塞在凹坑中，使机翼的表面光滑完整，直至热变形量达最大即可使防热腻子5全部挤出，同时第一支耳3c和第二支耳4d也会完全插入第一凹槽2c和第二凹槽3d中，使前翼2、中翼3和后翼4之间没有缝隙凹坑的存在，依然使机翼表面光滑。
63.本实施例中，第一支耳3c上的防热腻子5的倾斜高度与前翼2和中翼3之间的倾斜高度相同，第二支耳4d上的防热腻子5的倾斜高度与中翼3和后翼4之间的倾斜高度相同使防热腻子5与机翼保持同一倾斜高度，保持机翼的流体流线的完整性。
64.本技术的工作原理和工作过程：
65.当机体开始热变形的时候，前翼2、中翼3和后翼4上的后支座3b，通过热变形引起的伸展移动，带动螺栓在第二安装槽13内移动，即可使机翼在热变形的时候进行伸展，避免机翼热变形伸展时，无法伸展导致损坏，同时第一支耳3c和第二支耳4d并未完全插入到第一凹槽2c和第二凹槽3d中，所以使当机翼热变形的时候，前翼2和中翼3的后支座3b会伸展形移动，第一凹槽2c和第二凹槽3d在热变形的时候会朝向第一支耳3c和第二支耳4d的方向移动，后翼4的第二支耳4d会朝向第二凹槽3d的方向移动，移动的同时会使部分的防热腻子5挤压出来，没有挤压出来的防热腻子5依然堵塞在凹坑中，使机翼的表面光滑完整，直至热变形量达最大即可使防热腻子5全部挤出，同时第一支耳3c和第二支耳4d也会完全插入第一凹槽2c和第二凹槽3d中，使前翼2、中翼3和后翼4之间没有缝隙凹坑的存在，依然使机翼表面光滑。
66.在本技术的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本
申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
67.需要说明的是，在本技术中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
68.以上所述仅是本技术的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本技术。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本技术的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本技术将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

技术特征：
1.一种大尺寸防热承载一体飞行器机翼，其特征在于，包括：机体壳体(1)，所述机体壳体(1)的两侧均开设有第一安装槽(12)和第二安装槽(13)；机翼，所述机翼有两个，两个机翼呈对称设置于机体壳体(1)的两侧，所述机翼包括依次连接的前翼(2)、中翼(3)和后翼(4)；所述前翼(2)朝向中翼(3)的一端开设有第一凹槽(2c)，所述中翼(3)上设置有与第一凹槽(2c)配合插入的第一支耳(3c)，所述中翼(3)朝向后翼(4)的一端开设有第二凹槽(3d)，所述后翼(4)上设置有与第二凹槽(3d)配合插入的第二支耳(4d)；所述前翼(2)、中翼(3)和后翼(4)朝向机体壳体(1)的一侧均设置有前支座(3a)和后支座(3b)；所述前翼(2)、中翼(3)和后翼(4)通过前支座(3a)和后支座(3b)与第一安装槽(12)和第二安装槽(13)之间连接；防热腻子(5)，所述防热腻子(5)设置在前翼(2)、中翼(3)和后翼(4)之间的对接处中。2.如权利要求1所述的大尺寸防热承载一体飞行器机翼，其特征在于：所述第一安装槽(12)与第二安装槽(13)有若干个，且与前翼(2)、中翼(3)和后翼(4)之间配套组合。3.如权利要求2所述的大尺寸防热承载一体飞行器机翼，其特征在于：所述前翼(2)的前支座(3a)与第一安装槽(12)通过固定机构安装连接；所述固定机构包括设置于机体壳体(1)远离前翼(2)的一侧的第一压板(7)，所述机体壳体(1)与前支座(3a)之间通过螺栓固定连接。4.如权利要求3所述的大尺寸防热承载一体飞行器机翼，其特征在于：所述前支座(3a)的外侧包裹有第一隔热块(6)。5.如权利要求4所述的大尺寸防热承载一体飞行器机翼，其特征在于：所述第二安装槽(13)与后支座(3b)之间设置有间隙，间隙的宽度为机翼热变形量的1.2倍；所述前翼(2)的后支座(3b)与第二安装槽(13)通过活动机构连接；所述活动机构包括设置于机体壳体(1)远离后支座(3b)的一侧的转接板(9)，所述转接板(9)上开设有连通第二安装槽(13)的腰型孔(14)，所述腰型孔(14)的宽度与机翼热变形量相匹配，所述转接板(9)远离机翼的一侧设置有第二压板(15)，所述第二压板(15)上设置有依次穿过第二压板(15)和腰型孔(14)与后支座(3b)之间螺栓连接的螺栓。6.如权利要求5所述的大尺寸防热承载一体飞行器机翼，其特征在于：所述后支座(3b)的外侧包裹有第二隔热块(10)。7.如权利要求6所述的大尺寸防热承载一体飞行器机翼，其特征在于：所述前翼(2)、中翼(3)和后翼(4)与机体壳体(1)之间均设置有防隔热层(1b)；所述第一隔热块(6)和第二隔热块(10)均采用石英陶瓷材料。8.如权利要求1-7任意一项所述的大尺寸防热承载一体飞行器机翼，其特征在于：所述前翼(2)和中翼(3)与机体壳体(1)之间连接的结构原理相同；所述后翼(4)的前支座(3a)与第一安装槽(13)之间通过活动机构连接；所述后翼(4)的后支座(3b)与第二安装槽(12)之间通过固定机构连接。9.如权利要求1所述的大尺寸防热承载一体飞行器机翼，其特征在于：
所述防热腻子(5)涂抹在第一支耳(3c)和第二支耳(4d)的表面。10.如权利要求9所述的大尺寸防热承载一体飞行器机翼，其特征在于：所述第一支耳(3c)上的防热腻子(5)的倾斜高度与前翼(2)和中翼(3)之间的倾斜高度相同；所述第二支耳(4d)上的防热腻子(5)的倾斜高度与中翼(3)和后翼(4)之间的倾斜高度相同。

技术总结
本申请涉及一种大尺寸防热承载一体飞行器机翼，属于飞行器结构技术领域，大尺寸防热承载一体飞行器机翼，包括机体壳体，机体壳体的两侧均开设有第一安装槽和第二安装槽，前翼朝向中翼的一端开设有第一凹槽，中翼上设置有与第一凹槽配合插入的第一支耳，中翼朝向后翼的一端开设有第二凹槽，后翼上设置有与第二凹槽配合插入的第二支耳，前翼、中翼和后翼通过前支座和后支座与第一安装槽和第二安装槽之间连接，防热腻子设置在前翼、中翼和后翼之间的对接处中；本申请可以通过后支座的活动安装，使其与机体壳体之间的连接结构可以热变形匹配，避免了完全固定的安装方式，在机翼产生热变形的时候，无法同步伸展，导致机翼容易受损。损。损。


技术研发人员：刘庆 胡驰 谭友德 王巧云 朱璇 陈兴峰 雷琪 胡善刚
受保护的技术使用者：湖北航天技术研究院总体设计所
技术研发日：2023.01.06
技术公布日：2023/6/27