一种薄型耐高温热防护连接结构及其设计方法与流程

本申请属于高速飞机热防护，特别涉及一种薄型耐高温热防护连接结构及其设计方法。

背景技术：

1、飞行器在高超音速飞行时飞行器表面会产生强烈的气动热，为了防止高温对飞行器造成不可恢复的损伤，高超飞行器普遍采用厚型耐高温热防护结构或材料阻隔有害的热辐射，但厚型耐高温热防护结构或材料不利于飞行器性能的提升。为了提升飞行器性能，需要采用薄型耐高温热防护结构或材料，薄型耐高温热防护结构或材料固定连接用的紧固件是整体热防护的薄弱环节，同时耐高温热防护材料具有低热传导、脆性和力学性能差等特点，同时紧固件头部不能裸露在热防护外表面，为此，需要对紧固件头部进行热防护。

2、针对耐高温热防护材料具有脆性和力学性能差的特点，需要增加夹持面积来减少单位面积的压缩强度，以及使用限位的方法避免超过热防护最大压缩强度，从而损伤薄型耐高温热防护。然而现有技术中的薄型耐高温热防护压紧连接结构或方法对于特殊使用条件下所需求的耐高温、可靠性等功能还不能完全覆盖。

3、因此，希望有一种新型的薄型耐高温热防护连接结构或方法实现上述功能。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种薄型耐高温热防护连接结构及其设计方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

2、本申请的技术方案是：一种薄型耐高温热防护连接结构，包括：薄型耐高温热防护结构、嵌入式圆台、堵塞、限位套、紧固件及飞行器支撑结构，所述薄型耐高温热防护结构与飞行器支撑结构连接的安装紧固点位置设有楔形窝，所述嵌入式圆台的形状和外轮廓尺寸适配所述楔形窝，所述嵌入式圆台嵌入薄型耐高温热防护结构表面的楔形窝内，所述限位套设置在嵌入式圆台内且在限位套长度上至少部分的覆盖嵌入式圆台和薄型耐高温热防护结构的内孔，所述紧固件设置在嵌入式圆台的限位套内，所述紧固件为抽芯铆钉或螺栓与托板螺母的组合，所述紧固件穿过薄型耐高温热防护结构和飞行器支撑结构，以将薄型耐高温热防护结构与飞行器支撑结构连接，通过限位套限定夹层厚度，避免过度压缩超过耐高温热防护结构的压缩强度，从而损伤薄型耐高温热防护结构，所述堵塞设置在嵌入式圆台内且位于紧固件的头部外，以阻隔热辐射传导到紧固件的头部。

3、进一步的，所述薄型耐高温热防护结构由多层耐高温低热传导的材料组合而成。

4、进一步的，所述楔形窝内部为台阶结构。

5、进一步的，所述限位套为等壁厚圆管形套结构。

6、进一步的，所述限位套与紧固件的杆体之间为间隙配合。

7、进一步的，所述堵塞采用耐高温刚性隔热材料。

8、在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种如上任一所述的薄型耐高温热防护连接结构的设计方法，包括：

9、步骤一、根据薄型耐高温热防护结构飞行时所受载荷的大小确定紧固件5(紧固件可以为抽芯铆钉或螺栓与托板螺母的组合)的直径规格，根据薄型耐高温热防护结构及飞行器支撑结构的厚度确定紧固件的长度；

10、步骤二、根据紧固件的直径规格及拧紧力要求，确定限位套的直径和厚度；

11、步骤三、根据薄型耐高温热防护结构表面最高温度及传导到紧固件头部所容许的最高温度，确定堵塞的厚度；

12、步骤四、根据堵塞的厚度及紧固件头部高度，确定楔形窝的深度；

13、步骤五、根据薄型耐高温热防护结构的最大压缩强度及紧固件的拧紧力，确定楔形窝的直径。

14、本申请的连接结构通过嵌入式圆台与堵塞配合，可以有效隔离热量通过紧固件传递到飞行器结构内部，同时保证了飞行器安装热防护后表面光滑顺畅。对于薄型耐高温热防护结构的脆性和压缩强度差的特点，本申请采用了限位套，可以避免过度压缩，很好的保护薄型耐高温热防护结构固定面，同时本申请在薄型耐高温热防护结构上采用了嵌入式圆台，可以增大薄型耐高温热防护结构固定面的夹持接触的面积，在总的压缩力不变的情况下，单位接触面积受到的压缩力减小，对薄型耐高温热防护固定面起到了保护作用。本申请的连接结构大大降低了安装难度和成本，易于推广使用，具有较大的实用价值。

技术特征：

1.一种薄型耐高温热防护连接结构，其特征在于，包括：薄型耐高温热防护结构、嵌入式圆台、堵塞、限位套、紧固件及飞行器支撑结构，所述薄型耐高温热防护结构与飞行器支撑结构连接的安装紧固点位置设有楔形窝，所述嵌入式圆台的形状和外轮廓尺寸适配所述楔形窝，所述嵌入式圆台嵌入薄型耐高温热防护结构表面的楔形窝内，所述限位套设置在嵌入式圆台内且在限位套长度上至少部分的覆盖嵌入式圆台和薄型耐高温热防护结构的内孔，所述紧固件设置在嵌入式圆台的限位套内，所述紧固件为抽芯铆钉或螺栓与托板螺母的组合，所述紧固件穿过薄型耐高温热防护结构和飞行器支撑结构，以将薄型耐高温热防护结构与飞行器支撑结构连接，通过限位套限定夹层厚度，避免过度压缩超过耐高温热防护结构的压缩强度，从而损伤薄型耐高温热防护结构，所述堵塞设置在嵌入式圆台内且位于紧固件的头部外，以阻隔热辐射传导到紧固件的头部。

2.如权利要求1所述的薄型耐高温热防护连接结构，其特征在于，所述薄型耐高温热防护结构由多层耐高温低热传导的材料组合而成。

3.如权利要求1所述的薄型耐高温热防护连接结构，其特征在于，所述楔形窝内部为台阶结构。

4.如权利要求1所述的薄型耐高温热防护连接结构，其特征在于，所述限位套为等壁厚圆管形套结构。

5.如权利要求4所述的薄型耐高温热防护连接结构，其特征在于，所述限位套与紧固件的杆体之间为间隙配合。

6.如权利要求4所述的薄型耐高温热防护连接结构，其特征在于，所述堵塞采用耐高温刚性隔热材料。

7.一种如权利要求1至6任一所述的薄型耐高温热防护连接结构的设计方法，其特征在于，包括：

技术总结本申请提供了一种薄型耐高温热防护连接结构，属于飞机热防护技术领域，包括：薄型耐高温热防护结构、嵌入式圆台、堵塞、限位套、紧固件及飞行器支撑结构，薄型耐高温热防护结构与飞行器支撑结构连接的安装紧固点位置设有楔形窝，嵌入式圆台的形状和外轮廓尺寸适配楔形窝，嵌入式圆台嵌入薄型耐高温热防护结构表面的楔形窝内，限位套设置在嵌入式圆台内且在限位套长度上至少部分的覆盖嵌入式圆台和薄型耐高温热防护结构的内孔，紧固件设置在嵌入式圆台的限位套内，紧固件穿过薄型耐高温热防护结构和飞行器支撑结构，以将薄型耐高温热防护结构与飞行器支撑结构连接，堵塞设置在嵌入式圆台内且位于紧固件的头部外以阻隔热辐射传导到紧固件的头部。技术研发人员：王德刚,苏亚东,于洪,王钦,周舜晓受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所技术研发日：技术公布日：2024/6/18