CN117262200A - 一种用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构 - Google Patents

Abstract

一种用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构，本发明属于航空航天航海制造技术领域。解决现有隔热承力管结构无法同时满足防热、承受载荷及无热短路连接的问题。结构：内层金属管外周向的中部套有芯层管，芯层管外周向的中部套有环层管，环层管外周向的中部套有外层金属管；芯层管与环层管之间设置承力底座及隔热夹层。本发明用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构。

Description

一种用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构

技术领域

本发明属于航空航天航海制造技术领域。

背景技术

新一代超高声速飞行器有着极为苛刻的防隔热和减重需求，机翼及舵翼结构不仅要具有强维形能力，还要求内部储油以有效利用空间，降低主机身的油箱尺寸，同时要求其具有良好的防隔热性能。在储油、结构强度和防隔热的共同要求下，机翼及舵翼内部必须有足够强力的支撑结构，支撑结构不能够向内部传热，同时支撑结构还要轻量化。目前舵翼的主要支撑结构包括：1、片状加强筋；2、支撑柱；3蜂窝结构等，这些结构多采用焊接等方式与外层蒙皮相连接，都存在热短路情况，能够保证强度，但是防隔热性能不佳。

对于飞行器的机翼及舵翼结构内层与外层采用支撑柱连接方式时，现有连接方式一般采用接触连接的方式，会形成较为明显的热短路现象，难以起到隔热的效果。若采用隔热瓦进行内外层无热短路的连接与热防护，所需隔热空间进一步增加，减少了有效储油空间的同时，难以承载弯矩等应力，还可能使整体重量超重。采用传统多层隔热材料如泡沫塑料等内外层无热短路连接与热防护，真空环境下可以保持极低的热导率，但是完全不能承载应力，不能起到连接的效果。因此这种“防热-承受载荷-无热短路连接”的隔热承力管结构的设计迫切需要开展进一步的创新。

发明内容

本发明要解决现有隔热承力管结构无法同时满足防热、承受载荷及无热短路连接的问题，进而提供一种用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构。

一种用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构，它由芯层管、环层管、承力底座、隔热夹层、外层金属管及内层金属管组成；

内层金属管外周向的中部套有芯层管，芯层管外周向的中部套有环层管，环层管外周向的中部套有外层金属管；所述的芯层管与环层管高度相同，芯层管与环层管之间设置承力底座及隔热夹层；

所述的承力底座由顶部承力底座及底部承力底座组成，顶部承力底座及底部承力底座分别位于隔热夹层上下两端，且顶部承力底座及底部承力底座分别与芯层管及环层管的上下端面平齐。

本发明的有益效果是：

本发明用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构可以满足外层金属管及内层金属管在复杂高温环境服役状态下，没有因为热影响而导致的形变；同时，可以较好的满足外层金属管及内层金属管的应力传递，使整体结构获得更好的强度和刚度，保持较优异的整体性能。

本发明用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构可以有效的实现了内层金属管低温与外层金属管、内层金属管高温与外层金属管低温之间的完全隔绝，不需要进行外加隔热瓦等其他的热防护措施，进而达到减重、耐高温、防隔热及高强度的需求。

本发明通过将多种材料和结构特点进行优势组合，形成复合夹层设计，不同层材料满足不同功能需求，同时将不同组元合理的一体化结构，实现隔热承力管结构的轻量化、耐热、防隔热和承载应力结构设计和制造。

附图说明

图1为本发明用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构的剖视图；

图2为本发明用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构的立体图；

图3为本发明外层金属管及内层金属管中心轴线与机翼或舵翼中空骨架结构下表面的夹角示意图；

图4为对比实验用于舵翼的传统支撑柱加强结构示意图；

图5为实施例一用于舵翼的轻质隔热承力复合结构示意图；

图6为实施例一用于舵翼的轻质隔热承力复合结构力学模拟应力分布图；

图7为实施例一用于舵翼的轻质隔热承力复合结构传热模拟温度分布图；

图8为实施例二用于舵翼的轻质隔热承力复合结构俯视图；

图9为实施例二用于舵翼的轻质隔热承力复合结构立体图；

图10为对比实验用于舵翼的传统支撑柱加强传热模拟温度分布图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1至3具体说明，本实施方式的一种用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构，它由芯层管1、环层管2、承力底座、隔热夹层4、外层金属管5及内层金属管6组成；

内层金属管6外周向的中部套有芯层管1，芯层管1外周向的中部套有环层管2，环层管2外周向的中部套有外层金属管5；所述的芯层管1与环层管2高度相同，芯层管1与环层管2之间设置承力底座及隔热夹层4；

所述的承力底座由顶部承力底座31及底部承力底座32组成，顶部承力底座31及底部承力底座32分别位于隔热夹层4上下两端，且顶部承力底座31及底部承力底座32分别与芯层管1及环层管2的上下端面平齐。

外层金属管5、内层金属管6的形状尺寸与材料由机翼或舵翼决定，形成外层金属管5与内层金属管6之间应力的相互传递，从而保证机翼或舵翼的协同变形与稳定性。根据实际工艺特点，所述的外层金属管5及内层金属管6的形状为直柱形，截面为方形、三角形、五边形、圆形和椭圆形中的一种或几种的组合，所述的芯层管1及环层管2的形状为直柱形、锥形、弯曲形、鼓肚形或灯笼形。

所述的承力底座的隔热效果远远小于隔热夹层4，防止热量大部分从承力底座传递，加高内层金属管6的高度，以使承力底座远离外层金属管5。所述的外层金属管5及内层金属管6的形状为直柱形，且外层金属管5与内层金属管6的中心轴线相同，外层金属管5与内层金属管6的中心轴线与机翼或舵翼中空骨架结构下表面的夹角为10°～90°，具体夹角角度根据服役状态确定，比如完全垂直的角度，或与机翼或舵翼中空骨架结构下表面的夹角为45°。

将多种不同特性的材料进行顺序叠放，高效地满足不用位置的不同功能需求。内层金属管6与外层金属管5无任何接触连接，由芯层管1、环层管2、承力底座、隔热夹层4完全分离成独立的组件。在服役过程中，内层金属管6的作用力通过芯层管1传递至承力底座上，再传递至环层管2上，最后由环层管2传递至外层金属管5，使得轻质隔热承力复合结构整体上处于一个力学稳定的状态。同时，由于隔热材料多为气凝胶、隔热粘等轻质隔热材料，因此隔热夹层4粘附在环层管2上，使环层管2围绕形成可以隔热保温的空间，使内层金属管6的热量传递不到外层金属管5上，保证外层金属管5的低温环境。

芯层管1、环层管2、承力底座、隔热夹层4根据外层金属管5与内层金属管6的形状相配合。

顶部承力底座31、底部承力底座32与隔热夹层4完全将芯层管1、环层管2之间分隔开，避免外层金属管5与内层金属管6之间形成热桥；隔热夹层4固定于顶部承力底座31和底部承力底座32之间，用于对芯层管1和环层管2之间进行隔热；芯层管1和环层管2的材料和厚度相同，形状尺寸根据外层金属管5及内层金属管6的形状尺寸相配合，芯层管1与内层金属管6紧密接触，环层管2与外层金属管5紧密接触，均可以实现应力与热量的相互传递。所述的芯层管1与环层管2的材料为耐高温钛合金、高温合金或钛铝金属间化合物，具有一定的高温强度、高温韧性等优异性能，可以在高温下承受较大的应力载荷不产生形变。芯层管1与内层金属管6仅为简单接触，并未固定设置，让其保持滑动，从而完成机翼或舵翼整体的协同变形。所述的环层管2与外层金属管5采用榫卯结构嵌合连接，使其完全固定。

承力底座置于芯层管1与环层管2之间，其形状尺寸与芯层管1、环层管2相配合，室温下三者紧密贴合，承力底座粘贴在芯层管1的外形面与环层管2内表面。承力底座一般为高温耐火隔热瓦，在高温和室温循环温度变形时，不会因芯层管1、环层管2的热胀冷缩变形而发生破坏。所述的顶部承力底座31及底部承力底座32的高度均为内层金属管6高度的4％～21％，从而保证承力底座能够传递应力且不会使芯层管1、环层管2发生应力集中从而导致变形。承力底座包括位于芯层管1、环层管2上端，且顶面与芯层管1、环层管2顶面完全重合的顶部承力底座31；与位于芯层管1、环层管2下端，且底面与芯层管1、环层管2底面完全重合底部承力底座32。承力底座为能承载应力的具备强度的隔热材料，在高温和室温循环温度变形时，承力底座不会因芯层管1、环层管2的热胀冷缩变形而发生破坏，承力底座的材质为高温耐火隔热砖。

所述的隔热夹层4为具有强度的隔热材料，如气凝胶、水凝胶、隔热粘等隔热材料，在保证轻量化的同时具有一定的强度，在高温和室温循环温度变形时，隔热夹层4不会因芯层管1、环层管2的热胀冷缩变形而发生破坏。

隔热夹层4满足较高隔热温度，承力底座与芯层管1、环层管2满足较高的应力传递，从而在避免外层金属管5及内层金属管6之间形成热桥的同时可以协同变形。

本具体实施方式的有益效果是：

本具体实施方式用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构可以满足外层金属管5及内层金属管6在复杂高温环境服役状态下，没有因为热影响而导致的形变；同时，可以较好的满足外层金属管5及内层金属管6的应力传递，使整体结构获得更好的强度和刚度，保持较优异的整体性能。

本具体实施方式用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构可以有效的实现了内层金属管6低温与外层金属管5、内层金属管6高温与外层金属管5低温之间的完全隔绝，不需要进行外加隔热瓦等其他的热防护措施，进而达到减重、耐高温、防隔热及高强度的需求。

本具体实施方式通过将多种材料和结构特点进行优势组合，形成复合夹层设计，不同层材料满足不同功能需求，同时将不同组元合理的一体化结构，实现隔热承力管结构的轻量化、耐热、防隔热和承载应力结构设计和制造。

具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述的芯层管1与环层管2的材料为耐高温钛合金、高温合金或钛铝金属间化合物；承力底座的材质为高温耐火隔热砖；隔热夹层4的材质为气凝胶、水凝胶或隔热粘；所述的外层金属管5的材料为轻质铝合金；所述的内层金属管6的材料为高温Ti合金或Ti基合金。其它与具体实施方式一相同。

具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二之一不同的是：所述的环层管2与外层金属管5采用榫卯结构嵌合连接。其它与具体实施方式一或二相同。

具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是：所述的芯层管1及环层管2的形状为直柱形、锥形、弯曲形、鼓肚形或灯笼形。其它与具体实施方式一至三相同。

具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一至四之一不同的是：所述的外层金属管5及内层金属管6的形状为直柱形，截面为方形、三角形、五边形、圆形或椭圆形；所述的外层金属管5与内层金属管6的中心轴线相同；所述的外层金属管5与内层金属管6的中心轴线与机翼或舵翼中空骨架结构下表面的夹角为10°～90°。其它与具体实施方式一至四相同。

具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式一至五之一不同的是：所述的芯层管1与环层管2的高度为内层金属管6高度的50％～75％。其它与具体实施方式一至五相同。

具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式一至六之一不同的是：所述的顶部承力底座31及底部承力底座32的高度均为内层金属管6高度的4％～21％。其它与具体实施方式一至六相同。

具体实施方式八：本实施方式与具体实施方式一至七之一不同的是：所述的顶部承力底座31的下表面与外层金属管5上表面之间的垂直距离为内层金属管6高度的6％～20％；所述的底部承力底座32的上表面与外层金属管5下表面之间的垂直距离为内层金属管6高度的6％～20％。其它与具体实施方式一至七相同。

具体实施方式九：本实施方式与具体实施方式一至八之一不同的是：所述的芯层管1与环层管2的厚度相等，均为1mm～3mm；所述的承力底座及隔热夹层4的厚度相等，均为5mm～50mm；所述的外层金属管5的厚度为1mm～3mm。其它与具体实施方式一至八相同。

具体实施方式十：本实施方式与具体实施方式一至九之一不同的是：所述的顶部承力底座31及底部承力底座32与隔热层4、芯层管1、环层管2固定连接形成一体结构。其它与具体实施方式一至九相同。

采用以下实施例验证本发明的有益效果：

实施例一，结合图5具体说明，以某大型飞行器的舵翼的结构为例：

一种用于舵翼的轻质隔热承力复合结构，它由芯层管1、环层管2、承力底座、隔热夹层4、外层金属管5及内层金属管6组成；

内层金属管6外周向的中部套有芯层管1，芯层管1外周向的中部套有环层管2，环层管2外周向的中部套有外层金属管5；所述的芯层管1与环层管2高度相同，芯层管1与环层管2之间设置承力底座及隔热夹层4；

所述的承力底座由顶部承力底座31及底部承力底座32组成，顶部承力底座31及底部承力底座32分别位于隔热夹层4上下两端，且顶部承力底座31及底部承力底座32分别与芯层管1及环层管2的上下端面平齐。

所述的芯层管1与环层管2的材料为TC4合金；承力底座的材质为石棉水泥瓦；隔热夹层4的材质为SiO₂水凝胶；所述的外层金属管5的材料为AlLi合金；所述的内层金属管6的材料为Ti₂AlNb合金。

所述的环层管2与外层金属管5采用榫卯结构嵌合连接。

所述的芯层管1及环层管2的形状为直柱形，截面为圆形。

所述的外层金属管5及内层金属管6的形状为直柱形，截面为圆形；所述的外层金属管5与内层金属管6的中心轴线相同；所述的外层金属管5与内层金属管6的中心轴线与机翼或舵翼中空骨架结构下表面的夹角为90°。

所述的内层金属管6的高度为80mm，直径为5mm；

所述的芯层管1与环层管2的高度均为60mm。

所述的顶部承力底座31及底部承力底座32的高度均为5mm。

所述的隔热夹层4的高度为50mm。

所述的外层金属管5的高度为40mm。

计算可知，所述的顶部承力底座31的下表面与外层金属管5上表面之间的垂直距离为5mm，底部承力底座32的上表面与外层金属管5下表面之间的垂直距离为5mm。

所述的芯层管1与环层管2的厚度相等，均为1.5mm。

所述的承力底座及隔热夹层4的厚度相等，均为10mm；所述的外层金属管5的厚度为1mm。

所述的顶部承力底座31及底部承力底座32与隔热层4、芯层管1、环层管2使用SINWE耐高温无机胶固定连接形成一体结构。所述的芯层管1与内层金属管6仅为简单接触，并未固定设置，让其保持滑动。

所述的内层金属管6两端穿过舵翼内层结构及舵翼隔热层，与舵翼外层结构焊接；所述的芯层管1及环层管2两端穿过舵翼内层结构，与舵翼隔热层仅为简单接触，并未固定设置，让其保持滑动；外层金属管5两端与舵翼内层结构焊接；

实施例一环层管2与舵翼内的隔热层和外层金属管5嵌合，形成一种榫卯结构，从而使环层管2与外层金属管5固定，隔热夹层4满足较高隔热温度可以很好的与承力底座装配。

实施例二，结合图8及图9具体说明：本实施例与实施例一不同的是：所述的内层金属管6的截面为方形，所述的芯层管1、环层管2、承力底座、隔热夹层4及外层金属管5的截面均为圆形。其它与实施例一相同。

实施例二提供的内层金属管6的截面为方形，外层金属管5的截面为圆形。使用本实施例的轻质隔热承力管结构，所制备的轻质隔热承力管可以满足轻量化、传递应力、耐高温、隔热等特性的需求。

对比实验：结合图4具体说明，本对比实验与实施例一不同的是：以某大型飞行器的传统支撑柱加强的内外层舵翼结构为例，外层金属管5套接于被石棉水泥瓦包裹的内层金属管6并固定连接，且外层金属管5两端与舵翼内层结构焊接，外层金属管5(材质为AlLi金属间化合物)的管材高度为40mm，直径为30mm，外层金属管5的横截面为圆形，耐温温度为120℃；内层金属管6两端穿过舵翼内层结构及舵翼隔热层，与舵翼外层结构焊接，内层金属管6(材质为TiAl金属间化合物)的高度为80mm，直径为10mm，内层金属管6的横截面为圆形，耐温温度高达640℃。其它与实施例一相同。

实施例一及对比实验均以某大型飞行器的内外层舵翼(600mm×1000mm×80mm)的结构为例，对该复合结构进行力学模拟，以观察其应力分布；

图6为实施例一用于舵翼的轻质隔热承力复合结构力学模拟应力分布图；图7为实施例一用于舵翼的轻质隔热承力复合结构传热模拟温度分布图；从模拟结果不难看出该种用于舵翼结构的轻质隔热承力复合结构可以较好的满足内层管与外层管的应力传递，使连接更具有稳定性，整体结构获得更好的强度和刚度，保持较优异的整体性能；热短路是金属接触传热，即有热桥，传统结构虽然金属未接触，但是隔热达不到未接触传热的导热系数，本实施例改进后的复合结构能达到，所以相当于阻断了热短路。因此该种复合结构的连接明显没有产生热短路，实现内层柱与外层管的完全隔热保温功能。

图10为对比实验用于舵翼的传统支撑柱加强传热模拟温度分布图；可以明显看出，传统支撑柱加强的内外层舵翼的结构由于热桥的存在，大大降低了防隔热性能，使舵翼内层难以满足现在的高速飞行器的服役条件。

实施例一用于舵翼的轻质隔热承力复合结构比传统支撑柱加强的内外层舵翼的结构整体密度低，解决现有舵翼无法满足无热短路的管柱状结构连接问题。

Claims (10)

1.一种用于机翼及舵翼的轻质隔热承力复合结构，其特征在于它由芯层管(1)、环层管(2)、承力底座、隔热夹层(4)、外层金属管(5)及内层金属管(6)组成；

内层金属管(6)外周向的中部套有芯层管(1)，芯层管(1)外周向的中部套有环层管(2)，环层管(2)外周向的中部套有外层金属管(5)；所述的芯层管(1)与环层管(2)高度相同，芯层管(1)与环层管(2)之间设置承力底座及隔热夹层(4)；

所述的承力底座由顶部承力底座(31)及底部承力底座(32)组成，顶部承力底座(31)及底部承力底座(32)分别位于隔热夹层(4)上下两端，且顶部承力底座(31)及底部承力底座(32)分别与芯层管(1)及环层管(2)的上下端面平齐。

2.根据权利要求1所述的一种用于机翼及舵翼结构的轻质隔热承力复合结构，其特征在于所述的芯层管(1)与环层管(2)的材料为耐高温钛合金、高温合金或钛铝金属间化合物；承力底座的材质为高温耐火隔热砖；隔热夹层(4)的材质为气凝胶、水凝胶或隔热粘；所述的外层金属管(5)的材料为轻质铝合金；所述的内层金属管(6)的材料为高温Ti合金或Ti基合金。

3.根据权利要求1所述的一种用于机翼及舵翼结构的轻质隔热承力复合结构，其特征在于所述的环层管(2)与外层金属管(5)采用榫卯结构嵌合连接。

4.根据权利要求1所述的一种用于机翼及舵翼结构的轻质隔热承力复合结构，其特征在于所述的芯层管(1)及环层管(2)的形状为直柱形、锥形、弯曲形、鼓肚形或灯笼形。

5.根据权利要求1所述的一种用于机翼及舵翼结构的轻质隔热承力复合结构，其特征在于所述的外层金属管(5)及内层金属管(6)的形状为直柱形，截面为方形、三角形、五边形、圆形或椭圆形；所述的外层金属管(5)与内层金属管(6)的中心轴线相同；所述的外层金属管(5)与内层金属管(6)的中心轴线与机翼或舵翼中空骨架结构下表面的夹角为10°～90°。

6.根据权利要求1所述的一种用于机翼及舵翼结构的轻质隔热承力复合结构，其特征在于所述的芯层管(1)与环层管(2)的高度为内层金属管(6)高度的50％～75％。

7.根据权利要求1所述的一种用于机翼及舵翼结构的轻质隔热承力复合结构，其特征在于所述的顶部承力底座(31)及底部承力底座(32)的高度均为内层金属管(6)高度的4％～21％。

8.根据权利要求1所述的一种用于机翼及舵翼结构的轻质隔热承力复合结构，其特征在于所述的顶部承力底座(31)的下表面与外层金属管(5)上表面之间的垂直距离为内层金属管(6)高度的6％～20％；所述的底部承力底座(32)的上表面与外层金属管(5)下表面之间的垂直距离为内层金属管(6)高度的6％～20％。

9.根据权利要求1所述的一种用于机翼及舵翼结构的轻质隔热承力复合结构，其特征在于所述的芯层管(1)与环层管(2)的厚度相等，均为1mm～3mm；所述的承力底座及隔热夹层(4)的厚度相等，均为5mm～50mm；所述的外层金属管(5)的厚度为1mm～3mm。

10.根据权利要求1所述的一种用于机翼及舵翼结构的轻质隔热承力复合结构，其特征在于所述的顶部承力底座(31)及底部承力底座(32)与隔热层(4)、芯层管(1)、环层管(2)固定连接形成一体结构。