CN115071954B - 一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼，包括翼体、翼前缘和翼后缘，翼体纵向固定在飞行器的尾部，所述翼体的下端端面与所述飞行器固定连接；翼前缘倾斜设置，且与所述翼体的前端固定连接，翼后缘倾斜设置，且与所述翼体的后端固定连接，所述翼体包括内部骨架及包覆在所述内部骨架上的外部蒙皮；本发明通过将翼体设计成为内部骨架+外部蒙皮的结构，并对内部骨架进行镂空处理，能够有效的减轻尾翼的重量，是尾翼最大程度轻质化，减轻运载的压力；本发明还通过在尾翼前缘和后缘的重点发热区域安装独立的翼前缘和翼后缘，实现重点防热的目的。

Description

一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼

技术领域

本发明涉及飞行器结构技术领域，具体涉及一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼。

背景技术

尾翼是用于保证飞行器气动外形，提供气动力，并能够承受飞行过程中的气动热与气动载荷的飞行器重要结构。随着高超声速飞行器飞行马赫数和机动能力的不断提高，对尾翼的防热和承载要求越来越高，同时还要求尾翼最大程度轻质化，减轻运载的压力。

为了减轻质量，简化防热结构，提高尾翼的防热及承载效率，亟需设计一种能够满足高超声速飞行的防热承载一体化的轻质尾翼，以简化结构，减轻质量，并保证可靠飞行。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是随着飞行马赫数的提高，现有的尾翼无法满足防热和承载的要求，目的在于提供一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼，提高尾翼的防热及承载效率。

本发明通过下述技术方案实现：

一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼，包括：

翼体，其纵向固定在飞行器的尾部，所述翼体的下端端面与所述飞行器固定连接；

翼前缘，其倾斜设置，且与所述翼体的前端固定连接；

翼后缘，其倾斜设置，且与所述翼体的后端固定连接；

所述翼体包括：

内部骨架；

包覆在所述内部骨架上的外部蒙皮。

内部骨架和外部蒙皮均采用TA15钛合金材料。钛合金的内部骨架和钛合金的外部蒙皮用于承受飞行工况下的力、热载荷，通过在内部骨架上包覆一整片的外部蒙皮，将翼面结构防热进行一体化的设计，且通过对翼体大面积采用耐高温的钛合金材料，实现500℃以下防热性能。

具体地，所述内部骨架包括：

主体框架，其具有与所述飞行器连接的下主筋、设置在所述下主筋上方的上主筋、连接所述下主筋前端和所述上主筋前端的前主筋，连接所述下主筋后端和所述上主筋后端的后主筋；

固定设置在所述下主筋下侧面的连接接头，所述主体框架通过所述连接接头与所述飞行器固定连接；

纵向主筋，其纵向设置在所述主体框架内，且所述纵向主筋的下端与所述下主筋固定连接；

横向主筋，其横向设置在所述主体框架内，且所述横向主筋与所述纵向主筋交叉固定连接。

可选地，所述纵向主筋的下端与所述下主筋的连接点位置和所述连接接头与所述下主筋的连接点位置重合；

所述连接接头包括：

前接头；

设置在所述前接头后侧的后接头。

选用两个连接接头，增加连接稳定性，且连接接头采用均布方式，每个连接接头通过4个螺钉与飞行器的机体可靠连接，通过关于翼体的中心面左右对称的销轴进行定位，保证便捷安装和翼面安装精度。

可选地，所述内部骨架还包括：

辅助筋，其与所述主体框架、所述纵向主筋和/或所述横向主筋固定连接；

所述连接接头、所述纵向主筋、所述横向主筋和所述辅助筋的连接关系通过三维拓扑最优解设计。

可选地，所述下主筋、所述上主筋、所述前主筋、所述后主筋、所述纵向主筋、所述横向主筋和所述辅助筋均为工字钢，且所述工字钢的腹板上设置有镂空孔。

可选地，所述翼前缘与所述外部蒙皮固定连接；

所述翼前缘采用石英纤维编织体材料并通过模具2.5D成型。

所述翼后缘与所述后主筋固定连接；

所述翼后缘采用高硅氧钡酚醛树脂材料并通过模压成型。

所述内部骨架和所述外部蒙皮均采用TA15钛合金材料。

可选地，所述外部蒙皮通过激光焊接与所述内部骨架固定连接；

所述翼前缘通过铆钉与所述外部蒙皮铆接连接；

所述翼后缘通过螺钉与所述后主筋固定连接；

所述连接接头通过螺钉与所述飞行器固定连接。

可选地，所述外部蒙皮的厚度为1.2mm，所述工字钢的厚度为3mm。

本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：

本发明通过将翼体设计成为内部骨架+外部蒙皮的结构，并对内部骨架进行镂空处理，能够有效的减轻尾翼的重量，是尾翼最大程度轻质化，减轻运载的压力；

本发明还通过在尾翼前缘和后缘的重点发热区域安装独立的翼前缘和翼后缘，实现重点防热的目的；

本发明还通过设置前后两个连接接头，结合三维拓扑最优解，增加整个内部骨架的强度，优化应力传递及承载，增强尾翼的承载力；

本发明使用金属骨架包覆蒙皮兼顾防热与承载、前后缘重点防热，工字型镂空主筋减重和最优化传力的方式，以一体化结构实现有效防热和承载，实现了结构可靠、轻质化和便捷安装。

附图说明

附图示出了本发明的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本发明的原理，其中包括了这些附图以提供对本发明的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。

图1是根据本发明所述的一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼的结构示意图。

图2是根据本发明所述的内部骨架的结构示意图。

图3是图2的A处放大示意图。

附图标记：1-翼前缘，2-内部骨架，3-翼后缘，4-后接头，5-前接头，6-外部蒙皮，21-下主筋，22-上主筋，23-前主筋，24-后主筋，25-纵向主筋，26-横向主筋，27-镂空孔，28-辅助筋。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本发明的限定。

另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分。

在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

在本申请中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在不冲突的情况下，本发明中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本发明。

实施例一

一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼，包括翼体、翼前缘1和翼后缘3。

翼体纵向固定在飞行器的尾部，翼体的下端端面与飞行器固定连接；

翼前缘1倾斜设置，且与翼体的前端固定连接，飞行器前进时，翼前缘1处于迎风的状态。

翼后缘3倾斜设置，且与翼体的后端固定连接，相对于飞行器前进的方向，翼后缘3位于翼前缘1的后侧。

翼体包括内部骨架2及包覆在内部骨架2上的外部蒙皮6。

且在本实施例中，内部骨架2和外部蒙皮6均采用TA15钛合金材料。钛合金的内部骨架2和钛合金的外部蒙皮6用于承受飞行工况下的力、热载荷，通过在内部骨架2上包覆一整片的外部蒙皮6，将翼面结构防热进行一体化的设计，且通过对翼体大面积采用耐高温的钛合金材料，实现500℃以下防热性能。且外部蒙皮6通过激光焊接与内部骨架2固定连接，可以保证外部蒙皮6与内部骨架2的连接稳定性。

内部骨架2包括主体框架、纵向主筋25、横向主筋26和连接接头。

如图1、图2和图3所示，为了便于描述，设置主体框架具有与飞行器连接的下主筋21、设置在下主筋21上方的上主筋22、连接下主筋21前端和上主筋22前端的前主筋23，连接下主筋21后端和上主筋22后端的后主筋24。

下主筋21、上主筋22、前主筋23和后主筋24构成四边形结构，并且根据尾翼的常规形态，设定上主筋22的长度小于下主筋21的长度，前主筋23与下主筋21的夹角小于后主筋24与下主筋21的夹角。

同时，可以根据实际的情况，对后主筋24的结构进行调整，例如设定成为附图1、图2和图3所示的折线结构。

连接接头固定设置在下主筋21下侧面，主体框架通过连接接头与飞行器固定连接；连接接头包括前接头5及设置在前接头5后侧的后接头4。

本实施例中选用两个连接接头，增加连接稳定性，且连接接头采用均布方式，每个连接接头通过4个螺钉与飞行器的机体可靠连接，通过关于翼体的中心面左右对称的销轴进行定位，保证便捷安装和翼面安装精度。

纵向主筋25纵向设置在主体框架内，且纵向主筋25的下端与下主筋21固定连接；纵向主筋25的下端与下主筋21的连接点位置和连接接头与下主筋21的连接点位置重合；

横向主筋26横向设置在主体框架内，且横向主筋26与纵向主筋25交叉固定连接。

在本实施例中，设定纵向主筋25的数量为4个，4个纵向主筋25的下端均与下主筋21固定连接，纵向主筋25的上端根据情况与主体框架的其他位置连接，例如：其中一个纵向主筋25与前主筋23连接，其余三个纵向主筋25与上主筋22连接。并且通过横置的横向主筋26来增加内部骨架2的稳定性。

本实施例中，内部骨架2的具体结构通过三维拓扑来进行确定，在主体框架固定的情况下，三维拓扑结构存在一个最优解，并通过纵向主筋25和横向主筋26将载荷均匀传递向前接头5和后接头4，实现传力最优化。

另外，内部骨架2还包括辅助筋28，辅助筋28与主体框架、纵向主筋25和/或横向主筋26固定连接；因此连接接头、纵向主筋25、横向主筋26和辅助筋28的连接关系通过三维拓扑最优解设计。

三维拓扑最优解的优化方法包括：

设定密度可变的材料，令其相对密度为伪密度，建立伪密度与弹性模量的材料模 型：

，其中

、

分别为初始模型和中 间模型材料的弹性模量，一般取

，

为伪密度，q为设计权系数。

通过设计权系数对伪密度在[0，1]之间的中间密度进行惩罚，使上述连续变量的拓扑优化模型逼近0和1的离散变量拓扑优化模型。

建立材料的弹性模量与伪密度之间的显式非线性对应关系，保留伪密度为[a，1]的材料，去除伪密度为[0，b]的材料，0<b<a<1。在实际中，可以选择a、b的值可以根据具体情况进行适当选择。

使中间密度向0和1聚集，获得使拓扑优化结构逼近实体和孔洞分明的0~1结果。

本实例根据目标结构的形式、载荷与约束条件，实现了理想条件下的三维拓扑最优解设计，以拓扑优化后的骨架结构为基础，可以获得横向主筋、纵向主筋、辅助筋及前、后接头的最优传力路径，作为骨架结构的设计依据。

为了进一步的优化结构和重量，下主筋21、上主筋22、前主筋23、后主筋24、纵向主筋25、横向主筋26和辅助筋28均为工字钢，且工字钢的腹板上设置有镂空孔27。

翼前缘1与外部蒙皮6固定连接；翼前缘1采用石英纤维编织体材料并通过模具2.5D成型。本实施例中翼前缘1通过至少2组铆钉与外部蒙皮6铆接连接。

翼后缘3与后主筋24固定连接；翼后缘3采用高硅氧钡酚醛树脂材料并通过模压成型，翼后缘3通过螺钉与后主筋24固定连接。

连接接头通过2组螺钉与飞行器固定连接。本实施例中通过2组共8个M10螺钉分别于前接头5、后接头4处连接前后均匀布置，采用Φ10对接销孔以保证安装精度。

可选地，外部蒙皮6的厚度为1.2mm，工字钢的厚度为3mm。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本发明，而并非是对本发明的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述发明的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本发明的范围内。

Claims (6)

1.一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼，其特征在于，包括：

翼体，其纵向固定在飞行器的尾部，所述翼体的下端端面与所述飞行器固定连接；

翼前缘（1），其倾斜设置，且与所述翼体的前端固定连接；

翼后缘（3），其倾斜设置，且与所述翼体的后端固定连接；

所述翼体包括内部骨架（2）及包覆在所述内部骨架（2）上的外部蒙皮（6），所述内部骨架（2）和所述外部蒙皮（6）均采用TA15钛合金材料；

所述内部骨架（2）包括：

主体框架，其具有与所述飞行器连接的下主筋（21）、设置在所述下主筋（21）上方的上主筋（22）、连接所述下主筋（21）前端和所述上主筋（22）前端的前主筋（23），连接所述下主筋（21）后端和所述上主筋（22）后端的后主筋（24）；

固定设置在所述下主筋（21）下侧面的连接接头，所述主体框架通过所述连接接头与所述飞行器固定连接；

纵向主筋（25），其纵向设置在所述主体框架内，且所述纵向主筋（25）的下端与所述下主筋（21）固定连接；

横向主筋（26），其横向设置在所述主体框架内，且所述横向主筋（26）与所述纵向主筋（25）交叉固定连接；

所述纵向主筋（25）的下端与所述下主筋（21）的连接点位置和所述连接接头与所述下主筋（21）的连接点位置重合；所述连接接头包括：前接头（5）；及设置在所述前接头（5）后侧的后接头（4）；

辅助筋（28），其与所述主体框架、所述纵向主筋（25）和/或所述横向主筋（26）固定连接；

所述连接接头、所述纵向主筋（25）、所述横向主筋（26）和所述辅助筋（28）的连接关系通过三维拓扑最优解设计，所述三维拓扑最优解设计的方法包括：

设定密度可变的材料，令其相对密度为伪密度；

建立伪密度与弹性模量的材料模型：

，其中

、

分别为初始模型和中间模型材料的弹性模量，一般取

，

为伪密度，q为设计权系数；

通过设计权系数对伪密度在[0，1]之间的中间密度进行惩罚，使上述材料模型逼近0和1的离散变量拓扑优化模型；

建立材料的弹性模量与伪密度之间的显式非线性对应关系，保留伪密度为[a，1]的材料，去除伪密度为[0，b]的材料，0<b<a<1，其中a、b为设定的中间密度；

使中间密度向0和1聚集，获得使拓扑优化结构逼近实体和孔洞分明的0~1结果。

2.根据权利要求1所述的一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼，其特征在于，所述下主筋（21）、所述上主筋（22）、所述前主筋（23）、所述后主筋（24）、所述纵向主筋（25）、所述横向主筋（26）和所述辅助筋（28）均为工字钢，且所述工字钢的腹板上设置有镂空孔（27）。

3.根据权利要求1所述的一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼，其特征在于，所述翼前缘（1）与所述外部蒙皮（6）固定连接；

所述翼前缘（1）采用石英纤维编织体材料并通过模具2.5D成型。

4.根据权利要求3所述的一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼，其特征在于，所述翼后缘（3）与所述后主筋（24）固定连接；

所述翼后缘（3）采用高硅氧钡酚醛树脂材料并通过模压成型。

5.根据权利要求4所述的一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼，其特征在于，所述外部蒙皮（6）通过激光焊接与所述内部骨架（2）固定连接；

所述翼前缘（1）通过铆钉与所述外部蒙皮（6）铆接连接；

所述翼后缘（3）通过螺钉与所述后主筋（24）固定连接；

所述连接接头通过螺钉与所述飞行器固定连接。

6.根据权利要求2所述的一种高超声速防热承载一体化轻质尾翼，其特征在于，所述外部蒙皮（6）的厚度为1.2mm，所述工字钢的厚度为3mm。

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