一种分体式腹鳍连接结构及连接方法与流程

1.本发明属于飞行器设计领域，涉及一种分体式腹鳍连接结构及连接方法。


背景技术：

2.随着科技水平的发展，高速飞行器飞行速度越来越快，在这种高空高速飞行条件下对飞行器的气动外形要求尤为突出，为了确保飞行器气动控制特性，需要方向舵呈尖劈式外形，为了降低方向舵表面热流和烧蚀量，方向舵前部与腹鳍存在一个不大于6mm的缝隙。方向舵存在转动特性，一般是舱上的固定部件安装好后再安装方向舵。而这种方向舵外形在腹鳍装好的情况下无法安装，而如果先安装方向舵再安装腹鳍的话，则舱内设备基本布满不能满足腹鳍的安装舱内空间需求，又或空气舵要拆的话，需要拆掉舱内设备才能再把腹鳍顺利拆卸。


技术实现要素：

3.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种分体式腹鳍连接结构及连接方法，规避了产品装配形式对腹鳍和空气舵的外形约束，提高了飞行器气动和控制特性，提升飞行器综合性能。
4.本发明解决技术的方案是：
5.一种分体式腹鳍连接结构，包括腹鳍前段和腹鳍后段；腹鳍后段的轴向长度小于腹鳍总长度的1/10；腹鳍前段安装于舱体上；腹鳍前段通过模压石英酚醛材料制备而成，芯部嵌入金属芯，腹鳍前段后端凸出一连接段；腹鳍后段通过模压石英酚醛材料制备而成，前端加工有凹槽；组装成腹鳍整体结构时，腹鳍前段凸出的连接段伸入腹鳍后段前端凹槽内，且腹鳍前段凸出的连接段与腹鳍后段前端凹槽外壁通过螺栓连接。
6.优选的，螺栓为模压石英酚醛材料机加而成，螺栓头和螺母为圆柱形，直径为螺杆直径2倍。
7.优选的，腹鳍后段的螺栓孔为圆形通孔，螺栓孔的中心距腹鳍前段凸出的连接段垂向距离不小于螺栓孔直径的2倍。
8.优选的，腹鳍后段的螺栓孔直径与螺栓头、螺母直径相同。
9.优选的，螺钉紧固后在螺栓表面涂抹耐高温密封胶进行表面平整处理。
10.优选的，连接段为模压石英酚醛材料，与腹鳍前段整体成型。
11.优选的，腹鳍前段的模压石英酚醛材料单边厚度不小于金属芯厚度的2倍，腹鳍后段前端凹槽外壁单边厚度不小于凹槽宽度。
12.所述的分体式腹鳍连接结构的连接方法，包括：
13.(1)将腹鳍前段安装于舱体上；连接方式如下：腹鳍前段上设计有与金属芯连接的三个连接凸台，所述连接凸台与舱体金属壳体接触，腹鳍前段的金属芯上加工孔攻螺纹，螺钉穿过舱体金属壳体、连接凸台与对应的孔攻螺纹紧固连接；
14.(2)将方向舵安装于舱体上，将舱内伺服控制系统同步安装于舱体内；
15.(3)腹鳍后段自下而上插入方向舵和腹鳍前段之间，且腹鳍前段凸出的连接段伸入腹鳍后段前端凹槽内；
16.(4)腹鳍前段凸出的连接段与腹鳍后段前端凹槽外壁通过多颗螺栓连接。
17.优选的，腹鳍前段安装于舱体上后，后期在整个飞行器装配过程中不需要再对腹鳍前段拆装。
18.优选的，方向舵由在金属舵芯上包覆的编织石英/酚醛材料通过rtm复合而成。
19.本发明与现有技术相比的有益效果是：
20.本发明将腹鳍分成前后两段，前段腹鳍提前安装，后段腹鳍先不安装等到方向舵安装完毕后，再通过外部连接形式安装腹鳍后段。前段腹鳍通过模压石英/酚醛材料和腹鳍金属芯整体成型，即确保了腹鳍结构表面耐高温又保证腹鳍结构自身强度满足飞行条件，同时腹鳍金属芯底面连接孔可保证腹鳍结构和舱体连接的可靠性，后段腹鳍为模压石英/酚醛材料整体成型。前后两段腹鳍通过模压石英酚醛螺栓连接，完全可以在舱体外部操作完成，不受舱内空间的影响。
21.本发明通过分体式腹鳍连接结构，规避了产品装配形式对腹鳍和空气舵的外形约束，提高了飞行器气动和控制特性，提升飞行器综合性能。
附图说明
22.图1为腹鳍和方向舵安装位置示意图；
23.图2为腹鳍和方向舵安装俯视图；
24.图3为腹鳍和方向舵安装侧视图；
25.图4为腹鳍对称中心剖视图；
26.图5为舱体a-a剖视图；
27.其中，1-方向舵，2-腹鳍后段，3-螺栓，4-腹鳍前段，5-舱体，6-金属芯。
具体实施方式
28.下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
29.本发明将腹鳍结构分成前后两段以实现方向舵的顺利装配或拆卸。腹鳍结构承受热流是大面积区域热流的数倍，而本发明的连接结构旨在确保腹鳍分段后的连接既能够满足热防护要求，又能够满足腹鳍结构的连接强度。
30.本发明将腹鳍分成前后两段，前段腹鳍提前安装，后段腹鳍先不安装等到方向舵安装完毕后，再通过外部连接形式安装腹鳍后段。前段腹鳍通过模压石英/酚醛材料和腹鳍金属芯整体成型，即确保了腹鳍结构表面耐高温又保证腹鳍结构自身强度满足飞行条件，同时腹鳍金属芯底面连接孔可保证腹鳍结构和舱体连接的可靠性，后段腹鳍为模压石英/酚醛材料整体成型。前后两段腹鳍通过模压石英酚醛螺栓连接，完全可以在舱体外部操作完成，不受舱内空间的影响。
31.图1～图5显示的是本发明中介绍的分体式腹鳍连接示意图。
32.一种分体式腹鳍连接结构，包括腹鳍前段4和腹鳍后段2；腹鳍后段2的轴向长度小于腹鳍总长度的1/10；腹鳍前段4安装于舱体5上；腹鳍前段4通过模压石英酚醛材料制备而成，芯部嵌入金属芯6，腹鳍前段4后端凸出一连接段，连接段为模压石英酚醛材料，与腹鳍
前段整体成型。腹鳍后段2通过模压石英酚醛材料制备而成，前端加工有凹槽；组装成腹鳍整体结构时，腹鳍前段4凸出的连接段伸入腹鳍后段2前端凹槽内，且腹鳍前段4凸出的连接段与腹鳍后段2前端凹槽外壁通过螺栓3连接。螺栓3为模压石英酚醛材料机加而成。腹鳍后段的螺栓孔为圆形孔，螺栓孔的中心距腹鳍前段凸出的连接段垂向距离不小于螺栓孔直径的2倍。螺栓3为模压石英酚醛材料机加而成，螺栓头和螺母为圆柱形，螺栓头和螺母直径相同，均为螺杆直径2倍。
33.腹鳍前段4的模压石英酚醛材料单边厚度不小于金属芯厚度的2倍，腹鳍后段2前端凹槽外壁单边厚度不小于凹槽宽度。
34.分体式腹鳍连接结构的连接方法，步骤如下：
35.(1)腹鳍选用模压石英酚醛材料制备而成，芯部嵌入金属骨架6，腹鳍前后段连接螺栓3为模压石英酚醛材料机加而成，方向舵1由在金属舵芯上包覆的编织石英/酚醛材料通过rtm(树脂传递塑模法)复合而成。空气舵和腹鳍均通过机械连接的形式安装于舱体5上。
36.(2)腹鳍是一种分体式结构，由前后两段(图3中4为腹鳍前段，2为腹鳍后段)组合而成，通过螺栓3连接。
37.(3)舱体5和腹鳍生产完成交付后，现将腹鳍前段4安装于舱体上，腹鳍前段4通过三个连接凸台与舱体金属壳体接触，腹鳍前段4的金属芯上连接孔攻螺纹，螺钉穿过舱体金属壳体、连接凸台与对应的孔攻螺纹紧固连接。与舱体螺钉过程中在舱体内操作，后期在整个飞行器装配过程中不需要再对腹鳍前段4拆装。
38.(4)此时方向舵1的前端由于腹鳍后段2暂未安装，因此可以顺利安装于舱体上，同时舱内伺服控制系统可以同步安装于舱体内。
39.(5)方向舵安装完毕后，通过腹鳍前段4伸出的连接段凸起引导将腹鳍后段2自下而上插入既定位置，然后通过四颗m15模压石英/酚醛螺栓3紧固连接，螺栓之间间距约70mm，可以随着腹鳍高度变化对连接螺钉数量进行调整。
40.(6)由于螺栓裸漏于飞行器外表面，且需要与腹鳍后段之间无明显台阶或间隙，因此腹鳍后段的螺栓孔均为圆形孔，螺栓头、螺母也为圆形孔。将螺钉头和螺母分别开两个φ3mm的盲孔，可以用等径的圆柱形钳具进行顺利拆装。由于表面孔径很小可以有效避免高温气流对该区域的过度烧蚀。同时螺钉紧固后也可在螺栓表面涂抹耐高温密封胶进行表面平整处理。
41.本发明旨在通过分体式腹鳍连接结构，规避了产品装配形式对腹鳍和空气舵的外形约束，提高了飞行器气动和控制特性，提升飞行器综合性能。
42.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

技术特征：
1.一种分体式腹鳍连接结构，其特征在于：包括腹鳍前段(4)和腹鳍后段(2)；腹鳍后段(2)的轴向长度小于腹鳍总长度的1/10；腹鳍前段(4)安装于舱体(5)上；腹鳍前段(4)通过模压石英酚醛材料制备而成，芯部嵌入金属芯(6)，腹鳍前段(4)后端凸出一连接段；腹鳍后段(2)通过模压石英酚醛材料制备而成，前端加工有凹槽；组装成腹鳍整体结构时，腹鳍前段(4)凸出的连接段伸入腹鳍后段(2)前端凹槽内，且腹鳍前段(4)凸出的连接段与腹鳍后段(2)前端凹槽外壁通过螺栓(3)连接。2.根据权利要求1所述的一种分体式腹鳍连接结构，其特征在于：螺栓(3)为模压石英酚醛材料机加而成，螺栓头和螺母为圆柱形，直径为螺杆直径2倍。3.根据权利要求1所述的一种分体式腹鳍连接结构，其特征在于：腹鳍后段的螺栓孔为圆形通孔，螺栓孔的中心距腹鳍前段凸出的连接段垂向距离不小于螺栓孔直径的2倍。4.根据权利要求3所述的一种分体式腹鳍连接结构，其特征在于：腹鳍后段的螺栓孔直径与螺栓头、螺母直径相同。5.根据权利要求4所述的一种分体式腹鳍连接结构，其特征在于：螺钉紧固后在螺栓表面涂抹耐高温密封胶进行表面平整处理。6.根据权利要求4所述的一种分体式腹鳍连接结构，其特征在于：连接段为模压石英酚醛材料，与腹鳍前段整体成型。7.根据权利要求1所述的一种分体式腹鳍连接结构，其特征在于：腹鳍前段(4)的模压石英酚醛材料单边厚度不小于金属芯厚度的2倍，腹鳍后段(2)前端凹槽外壁单边厚度不小于凹槽宽度。8.利用权利要求1-7任一项所述的分体式腹鳍连接结构的连接方法，其特征在于，包括：(1)将腹鳍前段(4)安装于舱体上；连接方式如下：腹鳍前段(4)上设计有与金属芯连接的三个连接凸台，所述连接凸台与舱体金属壳体接触，腹鳍前段(4)的金属芯上加工孔攻螺纹，螺钉穿过舱体金属壳体、连接凸台与对应的孔攻螺纹紧固连接；(2)将方向舵(1)安装于舱体上，将舱内伺服控制系统同步安装于舱体内；(3)腹鳍后段(2)自下而上插入方向舵和腹鳍前段(4)之间，且腹鳍前段(4)凸出的连接段伸入腹鳍后段(2)前端凹槽内；(4)腹鳍前段(4)凸出的连接段与腹鳍后段(2)前端凹槽外壁通过多颗螺栓(3)连接。9.根据权利要求8所述的分体式腹鳍连接结构的连接方法，其特征在于，腹鳍前段(4)安装于舱体上后，后期在整个飞行器装配过程中不需要再对腹鳍前段(4)拆装。10.根据权利要求8所述的分体式腹鳍连接结构的连接方法，其特征在于，方向舵(1)由在金属舵芯上包覆的编织石英/酚醛材料通过rtm复合而成。

技术总结
本发明公开了一种分体式腹鳍连接结构及连接方法，将腹鳍分成前后两段，前段腹鳍提前安装，后段腹鳍先不安装等到方向舵安装完毕后，再通过外部连接形式安装腹鳍后段。前段腹鳍通过模压石英/酚醛材料和腹鳍金属芯整体成型，即确保了腹鳍结构表面耐高温又保证腹鳍结构自身强度满足飞行条件，同时腹鳍金属芯底面连接孔可保证腹鳍结构和舱体连接的可靠性，后段腹鳍为模压石英/酚醛材料整体成型。前后两段腹鳍通过模压石英酚醛螺栓连接，完全可以在舱体外部操作完成，不受舱内空间的影响。规避了产品装配形式对腹鳍和空气舵的外形约束，提高了飞行器气动和控制特性，提升飞行器综合性能。能。能。


技术研发人员：解向前 崔慧永 毛婷 刘志超 黄永辉 程响 阚国锦 陈伟华 赵良 安东
受保护的技术使用者：北京临近空间飞行器系统工程研究所
技术研发日：2023.02.14
技术公布日：2023/6/7