一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构的制作方法

本发明属于飞行器空气舵设计领域，具体涉及一种高超声速飞行器空气舵前缘结构设计。

背景技术：

1、在当前严峻的形势下，制导弹药逐步向远程化、高速度的方向发展，高超声速导弹逐步成为制导弹药领域发展的重要发展方向。低阻力零烧蚀的空气舵成为提升弹药飞行性能、降低飞行阻力的重要技术方向。为此，耐高温抗烧蚀的零烧蚀空气舵成为提升高超声速导弹飞行品质的关键技术。

2、最大速度10ma左右的高超飞行器飞行过程中，空气舵需承受在高速飞行过程中与空气摩擦带来的高温冲击，其空气舵前缘峰值热流高达10mw/m2量级，前缘驻点温度高达2000℃。空气舵舵面本体面积温度明显低于前缘驻点，基本处于1000℃左右。为降低成本，提高导弹飞行性能，采用零烧蚀耐高温的前缘+中等耐温能力舵面本体的复合空气舵结构成为高性能低成本空气舵的优选方案。在复合空气舵结构方案中，空气舵前缘处于迎风面，其与舵面本体材质不同，且与舵面本体有着明显的温度梯度，因而在飞行时，前缘与舵面连接会出现因温度梯度造成的热变形不匹配，导致前缘或连接螺钉的机械损坏；同时在高温高频振动环境下，前缘螺钉会出现松动，导致前缘与螺钉的连接失效。为此，本发明提出了一种能够适应大温度梯度的空气舵前缘连接结构。

技术实现思路

1、为了克服现有技术的不足，本发明的目的在于，根据高超声速空气舵的性能需求，提出一种适应大温度梯度的高超空气舵前缘的连接结构，以适应大温度梯度下前缘与舵面本体的热应力释放与热变形匹配。

2、本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

3、一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，包括前缘、螺钉和舵面本体；所述的前缘与舵面本体沿翼展方向分别设置有凸台或凹槽，通过凸台和凹槽的配合在垂直于翼面方向限位；所述凸台和凹槽重合的部位开有至少两个垂直贯穿翼面的定位孔，其中一个定位孔位于翼根位置，且位于翼根位置的定位孔为圆形定位孔，其余定位孔为沿翼展方向的条形定位孔；所述的螺钉安装在所述的定位孔中；所述凸台台阶与凹槽顶壁之间设置有缝隙；所述凸台顶壁与凹槽槽底之间设置有缝隙。

4、所述圆形定位孔和条形定位孔位置确定方法为：计算两个位置的力热耦合仿真值，取对圆形定位孔和条形定位孔热应力最小的值为圆形定位孔和条形定位孔的位置。

5、所述凸台和凹槽重合的部位沿翼展方向均布若干垂直贯穿翼面的连接孔，连接孔中安装螺钉；所述的连接孔均为沿翼展方向的条形孔；连接孔一端为沉头孔，另一端为螺纹孔。

6、所述凸台台阶与凹槽顶壁之间、所述凸台顶壁与凹槽槽底部之间设置有0.3-0.7mm的缝隙。

7、所述舵面本体的前侧边缘沿翼展方向设置长条形凹槽；所述前缘的后侧边缘沿翼展方向设置长条形凸台结构。

8、所述螺钉牙部中间段设置为光滑圆柱。

9、所述前缘、螺钉均采用耐高温合金材料。

10、所述前缘、螺钉为钨合金。

11、所述条形定位孔的宽度大于圆形定位孔的直径。

12、所述的定位孔一端为沉头孔，另一端为螺纹孔。

13、所述螺钉在沉头孔处使用局部点焊方式连接。

14、相较现有技术，本发明通过上述技术方案，取得的有益效果是：

15、本发明通过仿真和计算前缘和本体热连接在复杂环境下的热应力数据，在热应力最小的地方通过定位孔控制前缘和舵面膨胀方向，并预留膨胀缝隙，以适应空气舵在高超声速飞行过程中由于前缘与舵面本体的温差和材料性能差异造成的热变形不匹配，有效的提升了连接的可靠性，并可适应大温度梯度下前缘与舵面本体的热连接与热匹配，为高超飞行器非烧蚀型的低阻空气舵方案提供了一种的解决途径，解决了连接结构在高温环境下的防松动问题。前缘的两组定位孔分别设计在前缘的根部和中间位置，根部的定位孔可以控制前缘的热变形方向，保证前缘在飞行过程中不会与舱体干涉；中间位置的定位孔可以保证前缘与舵面的相对位置精度，同时设计为条件孔可有效释放前缘的热变形，条形孔宽度设计略大于条形定位孔宽度，在实现连接的同时可有效降低热变形带来的热应力影响。螺钉为与舵面本体同种材料的高温合金，中间段为圆柱段，可以有效提高前缘与舵面本体的连接刚度和抗剪能力。螺钉将前缘与舵面连接到位，在螺钉的螺帽处采取局部点焊，防止空气舵在高超飞行过程中出现连接松动。

技术特征：

1.一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，包括前缘、螺钉和舵面本体；所述的前缘与舵面本体沿翼展方向分别设置有凸台或凹槽，通过凸台和凹槽的配合在垂直于翼面方向限位；所述凸台和凹槽重合的部位开有至少两个垂直贯穿翼面的定位孔，其中一个定位孔位于翼根位置，且位于翼根位置的定位孔为圆形定位孔，其余定位孔为沿翼展方向的条形定位孔；所述的螺钉安装在所述的定位孔中；所述凸台台阶与凹槽顶壁之间设置有缝隙；所述凸台顶壁与凹槽槽底之间设置有缝隙。

2.根据权利要求1所述的一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，其特征在于：所述圆形定位孔和条形定位孔位置确定方法为：计算两个位置的力热耦合仿真值，取对圆形定位孔和条形定位孔热应力最小的值为圆形定位孔和条形定位孔的位置。

3.根据权利要求1所述的一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，其特征在于：所述凸台和凹槽重合的部位沿翼展方向均布若干垂直贯穿翼面的连接孔，连接孔中安装螺钉；所述的连接孔均为沿翼展方向的条形孔，连接孔一端为沉头孔，另一端为螺纹孔。

4.根据权利要求1所述的一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，其特征在于：所述凸台台阶与凹槽顶壁之间、所述凸台顶壁与凹槽槽底部之间设置有0.3-0.7mm的缝隙。

5.根据权利要求1所述的一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，其特征在于：所述舵面本体的前侧边缘沿翼展方向设置长条形凹槽；所述前缘的后侧边缘沿翼展方向设置长条形凸台结构。

6.根据权利要求3所述的一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，其特征在于：所述前缘、螺钉采用耐高温合金材料。

7.根据权利要求6所述的一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，其特征在于：所述耐高温合金材料为钨合金。

8.根据权利要求2所述的一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，其特征在于：所述条形定位孔的宽度大于圆形定位孔的直径。

9.根据权利要求1所述的一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，其特征在于：所述的定位孔一端为沉头孔，另一端为螺纹孔。

10.根据权利要求9所述的一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，其特征在于：所述沉头孔处使用局部点焊方式与螺钉连接。

技术总结
本发明提供了一种适用于大温度梯度高超声速空气舵前缘的连接结构，属于飞行器空气舵设计领域。主要解决复合空气舵结构方案中，前缘与舵面的连接因温度造成的热变形不匹配以及前缘与连接螺钉的机械损坏及失效问题。本发明采用的技术方案为前缘与舵面本体沿翼展方向分别设置有凸台或凹槽，通过凸台和凹槽的配合在垂直于翼面方向限位，通过计算在翼面设置圆形定位孔和条形定位孔；沿翼展方向设置条形连接孔，并通过螺钉进行固定，解决了连接结构在高温环境下的防松动问题。

技术研发人员：刘钧圣,张永励,马兴普,杨树兴,李学峰,韩琰,杨云刚,李晓鹏,戴存喜,南广智,马颖超,李昊,宋宇航,靳鑫,杜天宇
受保护的技术使用者：西安现代控制技术研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15