1.一种用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于包括：碳纤维管(1)、第一胶膜(2)、第一包裹层(3)、第二胶膜(4)、金属法兰(5)、第三胶膜(6)和第二包裹层(7)；其中，
所述第一胶膜(2)包设于太阳能飞机主翼梁的碳纤维管(1)外表面；
所述第一包裹层(3)包设于所述第一胶膜(2)外表面；
所述第二胶膜(4)包设于所述第一包裹层(3)外表面；
所述金属法兰(5)套设于所述第二胶膜(4)外表面；
所述第三胶膜(6)包设于所述金属法兰(5)颈部(51)的外表面；
所述第二包裹层(7)包设于所述第三胶膜(6)外表面，其中，所述第二包裹层(7)的层数为若干层，所述第二包裹层(7)的各层在靠近底部(52)一端对齐，远离底部(52)的另一端依次错开排布。
2.根据权利要求1所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于：所述金属法兰(5)的颈部(51)开设有若干个孔，若干个孔沿所述颈部(51)的轴向和周向均匀分布。
3.根据权利要求2所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于：沿轴向相邻孔的间距为10mm-15mm；沿周向相邻孔的间距为20mm-25mm。
4.根据权利要求1-2任一所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于：所述金属法兰(5)的颈部(51)沿所述颈部(51)的轴向开设有槽(53)。
5.根据权利要求4所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于：所述槽(53)的数量为多个，多个槽(53)沿所述颈部(51)的周向均匀分布。
6.根据权利要求2所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于：所述金属法兰(5)为钛合金材料；所述第一包裹层(3)和所述第二包裹层(7)均为碳纤维织物预浸料。
7.根据权利要求1所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于：所述第二包裹层(7)的层数为至少3层，所述第二包裹层(7)的各层远离底部(52)的另一端错开的距离为10mm-20mm。
8.一种用于太阳能飞机主翼梁的连接结构的制备方法，特征在于，所述方法包括以下步骤：
步骤一：在太阳能飞机主翼梁的碳纤维管(1)的外表面铺设第一胶膜(2)；
步骤二：在步骤一中的第一胶膜(2)的外表面铺设第一包裹层(3)；
步骤三：在步骤二中的第一包裹层(3)的外表面铺设第二胶膜(4)；
步骤四：在步骤三中的第二胶膜(4)的外表面套上金属法兰(5)，其中，所述金属法兰(5)的颈部(51)的内圆直径等于步骤三后形成制品的外表面的直径；
步骤五：在步骤四中的所述金属法兰(5)外部套设袋，再对袋中抽空气使得为真空，等待所需时间后，除去袋；
步骤六：在步骤五中的所述金属法兰(5)的颈部(51)的外表面铺设第三胶膜(6)；
步骤七：在步骤六中的第三胶膜(6)的外表面铺设第二包裹层(7)，其中，所述第二包裹层(7)的层数为若干层，所述第二包裹层(7)的各层在靠近底部(52)一端对齐，远离底部(52)的另一端依次错开排布；
步骤八：将步骤七后形成的制品在固化设备中固化。
9.根据权利要求8所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构的制备方法，其特征在于：所述第一包裹层(3)和所述第二包裹层(7)均为碳纤维织物预浸料；所述固化设备为热压罐或烘箱。
10.根据权利要求8所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构的制备方法，其特征在于：所述金属法兰(5)的颈部(51)开设有沿所述颈部(51)的轴向和周向均匀分布的若干个孔和沿所述颈部(51)的轴向的槽。