[发明专利]一种适用于高温服役环境下的冷热连接结构

说明书

技术领域

本发明涉及一种高温服役环境下的冷热连接结构，属于高温服役环境冷热匹配领域。

背景技术

高超声速飞行器及其它高温服役环境机械连接系统，在工作过程中为兼顾耐高温和承载的双重性能要求，需要同时采用非金属耐高温材料和金属承载材料，由于两种材料热膨胀系数等物性参数的显著差别，它们在高温服役环境下匹配问题十分突出。

设计高温服役环境下冷热结构连接方案，并掌握连接结构间变形协调与匹配控制方法，可实现耐高温承载一体化连接结构设计。因此，冷热结构连接技术及匹配控制方法已成为高超声速飞行器等典型高温服役环境连接结构设计的重要关键技术，对飞行器设计及研制都具有重要意义。

目前，国外经过航天飞机及现代多种高超声速飞行器的发展，在冷热结构连接方案及匹配设计方面积累了丰富的工程经验和技术成果，然而国内相关的研究起步较晚、基础薄弱，对于高温服役环境下的冷热结构连接方案及控制方法研究不足，难以适应现代高超声速飞行器等高温服役环境的冷热连接的需要。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种适用于高温服役环境下的冷热连接结构，满足高超声速飞行器及其它高温服役机械系统冷热结构的有效连接使用要求。

本发明的技术解决方案是：一种适用于高温服役环境下的冷热连接结构，包括法兰、非金属热结构和盖板；

法兰和盖板均采用高温合金材料制成，非金属热结构采用碳/碳或碳/碳化硅材料制成；

法兰上分别加工有第一连接孔和第二连接孔，第一连接孔分布于以法兰中心为圆心的同一圆弧上，第二连接孔分布在第一连接孔所在圆弧的外围；盖板上分别加工有第五连接孔和第六连接孔，第五连接孔和第六连接孔分别与法兰上的第一连接孔和第二连接孔相匹配；

非金属热结构上分别加工有与第一连接孔和第二连接孔相对应的第三连接孔和第四连接孔，第三连接孔为长圆孔，其中心位于对应第一连接孔的轴线上，第三连接孔的宽与第一连接孔的直径相同；第四连接孔为圆形孔，其圆心位于对应第二连接孔的轴线上，直径大于第二连接孔的直径；

非金属热结构位于法兰和盖板之间，法兰、非金属热结构和盖板通过螺栓连接；螺栓采用高温合金材料制成。

所述长圆孔由两段相同半径的半圆弧和两段直线段组成，其中直线段的长度l∈[1mm,2mm]。

所述第四连接孔(4)的直径d满足d-d1∈[1mm,2mm]，其中d1为第二连接孔(7)的直径。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明采用“二夹一”三层结构连接形式，可以大幅提高连接结构的强度和刚度特性，对中间夹持的非金属热结构具有良好的保护作用。

(2)本发明设计两种不同的连接孔，采用两组功能不同的高温合金螺栓作为连接件，可同时具备很好的连接强度和承载能力，可以确保冷热结构之间的连接可靠性。

(3)本发明通过对非金属热结构开孔分布及开孔尺寸的合理设计，既能够实现连接可靠和载荷传递，又能够解决冷热结构的变形协调与匹配问题，大幅提升高温环境连接结构的承载能力和可靠性。

附图说明

图1为本发明结构示意图；

图2为本发明的俯视图和右视图，其中(a)为本发明结构俯视图，(b)为本发明结构右视图；

图3为法兰结构示意图；

图4为非金属热结构示意图，其中(a)为非金属热结构上加工连接孔结构示意图，(b)为第三连接孔放大图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行详细描述。

如图1所示，根据高温服役环境下冷热结构连接的环境特点及使用要求，本发明采用“二夹一”三层结构形式的冷热结构连接方案，以及两组功能不同的螺栓的匹配控制方法。本发明所述高温服役环境冷热连接结构包括法兰1、非金属热结构2和盖板3。法兰1和盖板3中间夹持非金属热结构2，通过两组高温合金材料螺栓(连接螺栓和承载螺栓)实现三层结构之间的连接和载荷传递，并满足冷热结构匹配设计要求。连接螺栓和承载螺栓的个数由所述冷热连接结构承受载荷的大小决定。如图2中(a)和(b)所示分别为本发明结构的俯视图和右视图。

如图3所示，所述法兰1采用高温合金材料，为承载冷结构，在法兰上开有10个连接孔，分为两组。其中一组为6个的第一连接孔6，6个的第一连接孔6位于以法兰1中心为圆心的同一圆弧上，用于与M6的承载螺栓相匹配，另一组为4个的第二连接孔7，4个的第二连接孔7位于第一连接孔6的外围，用于与M8的连接螺栓相匹配。