本发明属航空航天领域，涉及一种飞行器翼面结构。
背景技术：
翼面是飞行器的重要组成部件，指飞行器的各种空气动力面，通过产生升力来支撑飞行器的重量和实现机动飞行，对保证飞行器的总体性能有重要影响。高超声速飞行器翼面的传统结构形式主要有蒙皮骨架式翼面、整体结构翼面和夹层结构翼面等，设计者参考有限元或者根据经验选择某一种翼面结构布局，进行一定改进设计，且设计过程中多采用单一材料。根据经验设计改进的翼面结构，设计空间小，材料利用率很难达到最优，力学性能也未达到最佳状态。
文献“授权公告号是cn106426987a的中国发明专利”公开了一种整体成形翼面结构。该翼面结构由夹心(例如发泡胶，发泡铝)、若干层碳纤维预浸料和短纤复合材料组合而成。采用夹心结构，可以大幅度降低整体结构的质量。通过调整夹心外包裹的若干层碳纤维预浸料和夹心之间碳纤维厚度及所在位置，来提高承力和传力性能。但若在高温高超声速工作环境下，该翼面结构的夹心部分耐热性较差，力学性能将受到影响，无法保证飞行器工作的稳定性；在制造工艺方面，整体成形翼面结构制造工艺较为复杂，工艺质量不稳定，加工效率较低，制造成本高；同时，该翼面结构布局采用传统方式，材料利用率较差，不符合轻量化设计的要求。
技术实现要素：
要解决的技术问题
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种飞行器翼面结构，克服现有翼面结构在高温、高超声速飞行环境下力学性能较差的缺陷。
技术方案
一种飞行器翼面结构，包括蒙皮2和舵轴4；其特征在于还包括内芯1；内芯1采用工字梁结构，工字梁结构的起始点于舵轴4，向翼面其他四边发散形成树状；蒙皮2通过螺栓3与工字梁结构分支处及末端的螺栓孔固定连接；所述内芯1与舵轴4采用铣削工艺一体成型。
所述内芯1的工字梁结构由舵轴4处向外延伸且有分叉。
所述内芯1和舵轴4采用gh4099高温合金。
所述螺栓3采用陶瓷材料。
所述蒙皮2采用c/sic复合材料。
有益效果
本发明提出的一种飞行器翼面结构，采用树状金属内芯、复合材料蒙皮的翼面结构，特别是用于高温服役环境下高超声速飞行器尾部舵翼面的结构。该翼面结构包括内芯、蒙皮、舵轴和连接螺栓；所述内芯设计为树状工字梁结构，由gh4099高温合金制成，高温环境下具备优良力学性能；所述蒙皮由c/sic复合材料制成，耐热性好，密度小；所述内芯及蒙皮通过舵轴与飞行器连接，舵轴由gh4099高温合金制成；所述内芯和蒙皮通过陶瓷螺栓连接。该翼面结构可保证飞行器在高温、高超声速的飞行环境下的力学性能和耐热性能，提高飞行的稳定性。
本发明的有益效果：
1、本发明采用的树状结构内芯，通过陶瓷螺栓与蒙皮相连接，摒弃传统经验结构，外部气动压力首先作用于蒙皮，而后通过陶瓷螺栓传递到内芯，而后通过内芯的树状结构传递到舵轴根部，最终传递到飞行器的主体部分，传力路径清晰，承力性能良好。
2、树状内芯结构与传统翼面内部结构相比，材料分布更加合理，极大地减轻了飞行器翼面的总体重量，有效提高了材料利用率，实现了飞行器的轻量化设计；
3、蒙皮以c/sic复合材料制成，可适应高超声速飞行器的高温服役环境，且密度小，有效减轻翼面结构的整体重量；
4、树状内芯及舵轴以gh4099高温合金制造而成，可承受工作时的严苛高温环境，同时具备优良的力学性能，弥补复合材料蒙皮在抗弯、抗扭等方面的不足，提供较大的刚度，保证翼面结构的整体力学性能；
5、用于连接树状金属内芯、复合材料蒙皮的螺栓以陶瓷材料制成，其物理稳定性，如耐高温、耐磨及绝缘性等方面的性能良好，可满足高超声速飞行器的工作环境，有效传递气动压力；其化学稳定性，如耐腐蚀、耐氧化能力强，使用寿命长，保证飞行器的飞行稳定性。
6、树状金属内芯及舵轴采用铣削工艺一体成型，制造难度低，加工效率高，同时与传统翼面结构相比结构简单，仅由蒙皮和一体化的内芯及舵轴组成，通过陶瓷螺栓进行连接，装配工作量小，可有效降低制造成本，提高经济效益；
7、整个翼面结构轻量化的同时，结构刚度和工作稳定性显著提升。
附图说明
图1是本发明飞行器翼面结构的整体示意图
图2是本发明飞行器翼面结构的剖面示意图
图中，1-内芯；2-蒙皮；3-螺栓；4-舵轴。
具体实施方式
现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：
本发明的飞行器翼面结构用于高超声速飞行器的尾翼部分中，在飞行器飞行过程中起操纵面作用，实现飞行器的机动飞行。图1是翼面结构的整体示意图，图2是图1所示的翼面结构的剖面示意图。
采用树状金属内芯、复合材料蒙皮的高超声速飞行器翼面结构，其特点是包括内芯1、蒙皮2、螺栓3、舵轴4。所述内芯1采用树状工字梁结构，以gh4099高温合金制造而成；所述内芯1在树状结构分支处及末端设置有螺栓孔；所述蒙皮2采用c/sic复合材料制造而成，通过螺栓3与内芯1连接；所述螺栓3采用陶瓷材料制造而成；所述内芯1结构根部设置有舵轴4，用以固定翼面结构；所述舵轴4采用gh4099高温合金制造而成；所述内芯1与所述舵轴4采用铣削工艺一体成型。
内芯1在树状结构分支处及末端设置有螺栓孔；所述蒙皮2采用c/sic复合材料制造而成，通过螺栓3与内芯1连接；所述螺栓3采用陶瓷材料制造而成；所述内芯1结构根部设置有舵轴4，用以固定翼面结构；所述舵轴4采用gh4099高温合金制造而成；所述内芯1与所述舵轴4采用铣削工艺一体成型。
参照图1～2，本发明飞行器翼面结构包括内芯1、蒙皮2、螺栓3、舵轴4。内芯1采用树状工字梁结构，由舵轴4处向外延伸且有分叉，材料分布合理新颖，材料利用率高。内芯1在树状结构分支处及末端设置有螺栓孔；内芯1结构根部设置有舵轴4，用以固定翼面结构。蒙皮2通过螺栓3与内芯1连接，四周包围，使翼面结构呈封闭状态，保证翼面结构的气动性能；螺栓3采用陶瓷材料制造而成；蒙皮2承受气动压力，通过螺栓3传递给内芯1，而后通过树状传力路径传递到舵轴4，传力路径清晰，力学性能稳定。蒙皮2采用c/sic复合材料制成，适应高超声速飞行器的高温服役环境；内芯1及舵轴4采用gh4099高温合金制造而成，在满足高超声速飞行器耐高温的设计要求的同时保证翼面结构的力学性能，且复合材料密度小，更好地满足飞行器轻量化设计要求。内芯1与所述舵轴4采用铣削工艺一体成型，制造难度低，加工效率高。