本發(fā)明涉及一種新型防護結(jié)構(gòu)，特別是一種內(nèi)連式承載隔熱一體化的防護結(jié)構(gòu)。屬于航空航天及兵器工業(yè)領域中的熱防護技術(shù)，能夠滿足高速飛行器機身外表面平面或具有一定曲率的曲面區(qū)域的承載和熱防護要求，并可滿足快速維修的需求。

背景技術(shù)：

高速飛行器在其工作條件下，蒙皮外表面不同程度的受到氣動熱的影響和氣動載荷的考驗。在航空航天飛行器結(jié)構(gòu)設計領域內(nèi)，新型的熱防護材料還不能完全滿足機體表面的熱防護和承載要求，因此為防止飛行器受到嚴重的氣動沖擊和燒蝕，采用一體化熱防護結(jié)構(gòu)仍是最有效的方法。

中國發(fā)明專利201610012099.6公開描述了一種含流道的金字塔微析架夾芯板式承載與熱防護一體化結(jié)構(gòu)，包括上面板，下面板和芯子，芯子包括多個微析架單胞，上面板的左右兩端分別設有向芯子方向延伸的流道壁板。

現(xiàn)有的一體化熱防護結(jié)構(gòu)可以阻止氣動熱向內(nèi)部結(jié)構(gòu)傳遞，保證飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)在正常的工作溫度。同時其結(jié)構(gòu)也能承受一定的沖擊載荷，保證結(jié)構(gòu)的可靠性和飛行器的安全性。但現(xiàn)有熱防護結(jié)構(gòu)的構(gòu)造簡單、對其與機體的連接形式分析較少、如遇到結(jié)構(gòu)損壞并需要更換部件時，無法實現(xiàn)快速維修，增加了維修時間和維修成本。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了克服上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提供了一種內(nèi)連式承載隔熱一體化的防護結(jié)構(gòu)。該防護結(jié)構(gòu)不僅能夠有效承受熱載荷和氣動載荷，還對防護結(jié)構(gòu)與機體的連接形式做了詳細的設計，考慮到部件損壞時可以快速拆卸并維修。

本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是：

一種內(nèi)連式承載隔熱一體化的防護結(jié)構(gòu)，包括蒙皮、蒙皮間連接件和主結(jié)構(gòu)，所述蒙皮間連接件設置在蒙皮之間，蒙皮與蒙皮間連接件相連接成光滑完整的氣動表面，在蒙皮和蒙皮間連接件的下方設置有主結(jié)構(gòu)；所述蒙皮和主結(jié)構(gòu)之間固定設置有梯形支撐架。

所述梯形支撐架上固定連接有隔框，隔框內(nèi)設置有內(nèi)置蜂窩，內(nèi)置蜂窩上表面與蒙皮對接，內(nèi)置蜂窩下表面與隔框?qū)印?/p>

所述蒙皮、內(nèi)置蜂窩和隔框組成蜂窩夾層壁板結(jié)構(gòu)。

所述隔框通過螺紋連接件與梯形支撐架相連，通過梯形支撐架使得相鄰隔框連接。

所述隔框與主結(jié)構(gòu)之間設置有多孔墊板。

所述隔框與多孔墊板之間設置有隔熱材料；所述梯形支撐架周圍設置有隔熱材料。

所述蒙皮厚度為0.4-0.8mm，蒙皮邊緣呈階梯狀并向外延伸8-12mm。

所述蒙皮間連接件側(cè)面設置長條形凹槽，長條形凹槽深度8-12mm；蒙皮邊緣插入長條形凹槽內(nèi)。

所述蒙皮間連接件與相鄰蒙皮之間的空隙用耐高溫橡膠填充。

所述梯形支撐架通過螺紋連接件與主結(jié)構(gòu)固定連接。

通過蒙皮間連接件、梯形支撐架以及螺紋連接件將蒙皮、內(nèi)置蜂窩結(jié)構(gòu)、隔框和墊板固定于飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)上。隔熱材料填充于其它區(qū)域。

蒙皮、內(nèi)置蜂窩結(jié)構(gòu)與隔框組成蜂窩夾層壁板結(jié)構(gòu)可承載飛行器飛行過程中的氣動載荷和沖擊載荷，保持飛行器正常的氣動外形。

隔熱材料可有效阻隔飛行器外表面的氣動熱向內(nèi)部結(jié)構(gòu)傳遞，保證內(nèi)部結(jié)構(gòu)在正常溫度范圍內(nèi)。

蒙皮間通過同規(guī)格的可拆卸蒙皮間連接件連接，維修時將需要維修區(qū)域周圍的蒙皮間連接件抽出，即可快速拆卸待維修件。采用同規(guī)格的可拆卸蒙皮間連接件可提高維修效率，并可減少零部件配套種類。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有以下優(yōu)點：

1.內(nèi)置蜂窩結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕、強度大、剛度大，可有效承受飛行器外表面的氣動載荷或沖擊載荷，保證結(jié)構(gòu)的可靠性和飛行器的安全性。

2.隔熱材料具有很低的導熱率，根據(jù)熱環(huán)境的要求可改變隔熱材料的厚度，保證飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)在正常的工作溫度。

3.蒙皮、內(nèi)置蜂窩結(jié)構(gòu)、隔框、隔熱材料，蒙皮間連接件、梯形支撐架和墊板采用標準模塊化設計，每種部件均采用同一規(guī)格尺寸，可減少備用部件的數(shù)量并簡化維修過程。

4.蒙皮間連接件可快速拆卸，當熱防護結(jié)構(gòu)發(fā)生損壞時，不需要從熱防護結(jié)構(gòu)內(nèi)部向外部進行拆卸維修，只需將外表面蒙皮間連接件抽出，可單獨對損壞的模塊進行維修。

附圖說明

圖1為本發(fā)明內(nèi)連式承載隔熱一體化結(jié)構(gòu)的立體圖，用于說明各部件的安裝位置和基本形狀。

圖2為內(nèi)連式承載隔熱一體化結(jié)構(gòu)的正視圖。

圖3為蒙皮間連接件示意圖。

圖4為隔框示意圖。

圖5為梯形支撐架示意圖。

圖6為墊板示意圖。

其中：1為蒙皮；2為蒙皮間連接件；3為梯形支撐架；4為螺紋連接件；5為主結(jié)構(gòu)；6為內(nèi)置蜂窩結(jié)構(gòu)；7為隔框；8為隔熱材料；9為多孔墊板。

具體實施方式

圖1展示了本發(fā)明內(nèi)連式承載隔熱一體化結(jié)構(gòu)的實施例。所述內(nèi)連式承載隔熱一體化結(jié)構(gòu)包括蒙皮1、蒙皮間連接件2、梯形支撐架3、螺紋連接件4、主結(jié)構(gòu)5、內(nèi)置蜂窩結(jié)構(gòu)6、隔框7、隔熱材料8和多孔墊板9。

蒙皮1為鈦合金或其他合金材料平板經(jīng)過兩次彎折成圖中所示形狀。蒙皮間連接件2為鈦合金或其他合金材料平板經(jīng)過開槽工藝加工而成。梯形支撐架3承受隔框傳遞的載荷，由高溫合金平板通過鈑金成型工藝加工而成，截面形狀為梯形。螺紋連接件4采用標準件，一組螺紋連接件4連接隔框7和梯形支撐架3，另一組螺紋連接件4將梯形支撐架3和多孔墊板9固定于主結(jié)構(gòu)5。內(nèi)置蜂窩結(jié)構(gòu)6為鈦合金或其他合金材料蜂窩結(jié)構(gòu)，焊接在飛行器蒙皮1和隔框7圍成的密閉區(qū)域內(nèi)。隔框7主要對內(nèi)置蜂窩結(jié)構(gòu)6進行定位，采用鈦合金為原材料。隔熱材料8填充在隔框7與多孔墊板9之間的空隙區(qū)域，少量填充在梯形支撐架3附近的空隙區(qū)域。

裝配過程中，將梯形支撐架3和多孔墊板9放在裝配區(qū)域并和主結(jié)構(gòu)5上的孔對正進行定位后，裝入螺紋連接件4連接緊固。將隔框7、蒙皮1以及內(nèi)置蜂窩結(jié)構(gòu)6焊接成蜂窩夾層壁板結(jié)構(gòu)，將蜂窩夾層壁板結(jié)構(gòu)隔框7上的耳片相互搭接并使其孔與梯形支撐架3上部的孔對正，再用螺紋連接件4將其連接。將蒙皮間連接件2逐個插入蒙皮間的空隙處，并用耐高溫橡膠填充蒙皮1和蒙皮間連接件2之間的縫隙。

維修過程中，將待維修區(qū)域周圍的蒙皮間連接件2抽出，卸下梯形支撐架3上部的螺紋連接件4后，即可拆卸更換隔框7、內(nèi)置蜂窩結(jié)構(gòu)6和蒙皮1等部件。

以上所述，僅是本發(fā)明的較佳實施例而已，并非對本發(fā)明作任何形式上的限制，雖然本發(fā)明已以較佳實施例揭露如上，然而并非用以限定本發(fā)明，任何熟悉本專業(yè)的技術(shù)人員,在不脫離本發(fā)明技術(shù)方案范圍內(nèi)，當可利用上述揭示的方法及技術(shù)內(nèi)容作出些許的更動或修飾為等同變化的等效實施例，但凡是未脫離本發(fā)明技術(shù)方案的內(nèi)容，依據(jù)本發(fā)明的技術(shù)實質(zhì)對以上實施例所作的任何簡單修改、等同變化與修飾，仍屬于本發(fā)明技術(shù)方案的范圍內(nèi)。