一种内连式承载隔热一体化的防护结构的制作方法

本实用新型涉及一种新型防护结构，特别是一种内连式承载隔热一体化的防护结构。属于航空航天及兵器工业领域中的热防护技术，能够满足高速飞行器机身外表面平面或具有一定曲率的曲面区域的承载和热防护要求，并可满足快速维修的需求。

背景技术：

高速飞行器在其工作条件下，蒙皮外表面不同程度的受到气动热的影响和气动载荷的考验。在航空航天飞行器结构设计领域内，新型的热防护材料还不能完全满足机体表面的热防护和承载要求，因此为防止飞行器受到严重的气动冲击和烧蚀，采用一体化热防护结构仍是最有效的方法。

中国发明专利201610012099.6公开描述了一种含流道的金字塔微析架夹芯板式承载与热防护一体化结构，包括上面板，下面板和芯子，芯子包括多个微析架单胞，上面板的左右两端分别设有向芯子方向延伸的流道壁板。

现有的一体化热防护结构可以阻止气动热向内部结构传递，保证飞行器内部结构在正常的工作温度。同时其结构也能承受一定的冲击载荷，保证结构的可靠性和飞行器的安全性。但现有热防护结构的构造简单、对其与机体的连接形式分析较少、如遇到结构损坏并需要更换部件时，无法实现快速维修，增加了维修时间和维修成本。

技术实现要素：

为了克服上述现有技术的不足，本实用新型提供了一种内连式承载隔热一体化的防护结构。该防护结构不仅能够有效承受热载荷和气动载荷，还对防护结构与机体的连接形式做了详细的设计，考虑到部件损坏时可以快速拆卸并维修。

本实用新型所采用的技术方案是：

一种内连式承载隔热一体化的防护结构，包括蒙皮、蒙皮间连接件和主结构，所述蒙皮间连接件设置在蒙皮之间，蒙皮与蒙皮间连接件相连接成光滑完整的气动表面，在蒙皮和蒙皮间连接件的下方设置有主结构；所述蒙皮和主结构之间固定设置有梯形支撑架。

所述梯形支撑架上固定连接有隔框，隔框内设置有内置蜂窝，内置蜂窝上表面与蒙皮对接，内置蜂窝下表面与隔框对接。

所述蒙皮、内置蜂窝和隔框组成蜂窝夹层壁板结构。

所述隔框通过螺纹连接件与梯形支撑架相连，通过梯形支撑架使得相邻隔框连接。

所述隔框与主结构之间设置有多孔垫板。

所述隔框与多孔垫板之间设置有隔热材料；所述梯形支撑架周围设置有隔热材料。

所述蒙皮厚度为0.4-0.8mm，蒙皮边缘呈阶梯状并向外延伸8-12mm。

所述蒙皮间连接件侧面设置长条形凹槽，长条形凹槽深度8-12mm；蒙皮边缘插入长条形凹槽内。

所述蒙皮间连接件与相邻蒙皮之间的空隙用耐高温橡胶填充。

所述梯形支撑架通过螺纹连接件与主结构固定连接。

通过蒙皮间连接件、梯形支撑架以及螺纹连接件将蒙皮、内置蜂窝结构、隔框和垫板固定于飞行器内部结构上。隔热材料填充于其它区域。

蒙皮、内置蜂窝结构与隔框组成蜂窝夹层壁板结构可承载飞行器飞行过程中的气动载荷和冲击载荷，保持飞行器正常的气动外形。

隔热材料可有效阻隔飞行器外表面的气动热向内部结构传递，保证内部结构在正常温度范围内。

蒙皮间通过同规格的可拆卸蒙皮间连接件连接，维修时将需要维修区域周围的蒙皮间连接件抽出，即可快速拆卸待维修件。采用同规格的可拆卸蒙皮间连接件可提高维修效率，并可减少零部件配套种类。

与现有技术相比，本实用新型具有以下优点：

1.内置蜂窝结构质量轻、强度大、刚度大，可有效承受飞行器外表面的气动载荷或冲击载荷，保证结构的可靠性和飞行器的安全性。

2.隔热材料具有很低的导热率，根据热环境的要求可改变隔热材料的厚度，保证飞行器内部结构在正常的工作温度。

3.蒙皮、内置蜂窝结构、隔框、隔热材料，蒙皮间连接件、梯形支撑架和垫板采用标准模块化设计，每种部件均采用同一规格尺寸，可减少备用部件的数量并简化维修过程。

4.蒙皮间连接件可快速拆卸，当热防护结构发生损坏时，不需要从热防护结构内部向外部进行拆卸维修，只需将外表面蒙皮间连接件抽出，可单独对损坏的模块进行维修。

附图说明

图1为本实用新型内连式承载隔热一体化结构的立体图，用于说明各部件的安装位置和基本形状。

图2为内连式承载隔热一体化结构的正视图。

图3为蒙皮间连接件示意图。

图4为隔框示意图。

图5为梯形支撑架示意图。

图6为垫板示意图。

其中：1为蒙皮；2为蒙皮间连接件；3为梯形支撑架；4为螺纹连接件；5为主结构；6为内置蜂窝结构；7为隔框；8为隔热材料；9为多孔垫板。

具体实施方式

图1展示了本实用新型内连式承载隔热一体化结构的实施例。所述内连式承载隔热一体化结构包括蒙皮1、蒙皮间连接件2、梯形支撑架3、螺纹连接件4、主结构5、内置蜂窝结构6、隔框7、隔热材料8和多孔垫板9。

蒙皮1为钛合金或其他合金材料平板经过两次弯折成图中所示形状。蒙皮间连接件2为钛合金或其他合金材料平板经过开槽工艺加工而成。梯形支撑架3承受隔框传递的载荷，由高温合金平板通过钣金成型工艺加工而成，截面形状为梯形。螺纹连接件4采用标准件，一组螺纹连接件4连接隔框7和梯形支撑架3，另一组螺纹连接件4将梯形支撑架3和多孔垫板9固定于主结构5。内置蜂窝结构6为钛合金或其他合金材料蜂窝结构，焊接在飞行器蒙皮1和隔框7围成的密闭区域内。隔框7主要对内置蜂窝结构6进行定位，采用钛合金为原材料。隔热材料8填充在隔框7与多孔垫板9之间的空隙区域，少量填充在梯形支撑架3附近的空隙区域。

装配过程中，将梯形支撑架3和多孔垫板9放在装配区域并和主结构5上的孔对正进行定位后，装入螺纹连接件4连接紧固。将隔框7、蒙皮1以及内置蜂窝结构6焊接成蜂窝夹层壁板结构，将蜂窝夹层壁板结构隔框7上的耳片相互搭接并使其孔与梯形支撑架3上部的孔对正，再用螺纹连接件4将其连接。将蒙皮间连接件2逐个插入蒙皮间的空隙处，并用耐高温橡胶填充蒙皮1和蒙皮间连接件2之间的缝隙。

维修过程中，将待维修区域周围的蒙皮间连接件2抽出，卸下梯形支撑架3上部的螺纹连接件4后，即可拆卸更换隔框7、内置蜂窝结构6和蒙皮1等部件。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员,在不脱离本发明技术方案范围内，当可利用上述揭示的方法及技术内容作出些许的更动或修饰为等同变化的等效实施例，但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、等同变化与修饰，仍属于本发明技术方案的范围内。