一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构

摘要

本发明提供一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，构成该变形结构包括：变形骨架和柔性防热蒙皮，所述变形骨架包括伸缩翼骨架和翻转翼骨架；所述伸缩翼骨架与飞行器机身连接，所述翻转翼骨架与所述伸缩翼骨架活动连接；所述伸缩翼骨架可伸缩，改变其覆盖面积；所述翻转翼骨架可沿所述伸缩翼骨架翻转，变换翻转翼骨架与所述伸缩翼骨架间的夹角；所述柔性防热蒙皮蒙覆于所述变形骨架表面，内部铺设冷却管路，用于降低所述柔性防热蒙皮表面温度。

权利要求

1.一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，其特征在于，构成该变形结构包括：变形骨架和柔性防热蒙皮，所述变形骨架包括伸缩翼骨架和翻转翼骨架；

所述伸缩翼骨架与飞行器机身连接，所述翻转翼骨架与所述伸缩翼骨架活动连接；所述伸缩翼骨架可伸缩，改变其覆盖面积；所述翻转翼骨架可沿所述伸缩翼骨架翻转，变换翻转翼骨架与所述伸缩翼骨架间的夹角；

所述柔性防热蒙皮蒙覆于所述变形骨架表面，内部铺设冷却管路，用于降低所述柔性防热蒙皮表面温度；

所述伸缩翼骨架内置移动轴，所述移动轴通过移动位置，带动所述伸缩翼骨架伸缩，变化伸缩翼骨架的覆盖面积；所属移动轴可绕其右下端点转动，改变其左上端点的位置，进而拉伸或压缩所述伸缩翼骨架的覆盖面积；

所述伸缩翼骨架与所述飞行器机身之间、所述伸缩翼骨架与所述翻转翼骨架分别设置第一旋转轴和第二旋转轴，所述伸缩翼骨架和翻转翼骨架可分别绕所述第一旋转轴和第二旋转轴转动。

2.根据权利要求1所述的一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，其特征在于，所述伸缩翼骨架可沿所述飞行器机身翻转，变换伸缩翼骨架与所述飞行器机身间的夹角。

3.根据权利要求1所述的一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，其特征在于，所述伸缩翼骨架相对于飞行器机身间的夹角、所述翻转翼骨架相对于伸缩翼骨架间的夹角的范围均为‑30°～30°。

4.根据权利要求1所述的一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，其特征在于，所述柔性防热蒙皮以胶接方式蒙覆在所述变形骨架表面。

5.根据权利要求1所述的一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，其特征在于，所述柔性防热蒙皮采用柔性透波织物材料，可随所述变形骨架弯曲变换外形。

6.根据权利要求1所述的一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，其特征在于，所述变形骨架设置蒙皮输液口，所述蒙皮输液口与所述冷却管路连接，用于从飞行器内部向柔性防热蒙皮的冷却管路供应冷却液。

说明书

一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构

技术领域

[0001] 本发明属于超高温热防护结构领域，具体涉及一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构。

背景技术

[0002] 不同飞行空域、速域的飞行器，外形有着显著区别。可变构型飞行，能够显著拓展返回式航天飞行器的飞行空域与速域包线，是下一代航天飞行器技术发展的主要方向。

[0003] 返回式航天飞行器需要长时间在地球大气中高速飞行，飞行器表面与周围大气剧烈摩擦产生高温环境（大面积区域气动温度高达4000K以上），要实现飞行器的变构型飞行，需要其表面结构能够在数千摄氏度以上高温流动中长时间、实时保持光滑连续精确变形能力，是世界性难题。

发明内容

[0004] 本发明的目的在于提供一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，通过柔性热防护蒙皮包覆金属变形骨架，实现了返回式航天飞行器表面结构的光滑连续变形，通过了电弧风洞试验考核，为航天飞行器返回地球大气过程中，实现变构型飞行提供了关键技术支撑。

[0005] 本发明提供一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，构成该变形结构包括：变形骨架和柔性防热蒙皮，所述变形骨架包括伸缩翼骨架和翻转翼骨架；所述伸缩翼骨架与飞行器机身连接，所述翻转翼骨架与所述伸缩翼骨架活动连接；所述伸缩翼骨架可伸缩，改变其覆盖面积；所述翻转翼骨架可沿所述伸缩翼骨架翻转，变换翻转翼骨架与所述伸缩翼骨架间的夹角；所述柔性防热蒙皮蒙覆于所述变形骨架表面，内部铺设冷却管路，用于降低所述柔性防热蒙皮表面温度。

[0006] 进一步地，所述伸缩翼骨架与飞行器机身活动连接，所述伸缩翼骨架可沿所述飞行器机身翻转。变换伸缩翼骨架与所述飞行器机身间的夹角。

[0007] 进一步地，所述伸缩翼骨架与所述飞行器机身之间、所述伸缩翼骨架与所述翻转翼骨架分别设置第一旋转轴和第二旋转轴，所述伸缩翼骨架和翻转翼骨架可分别绕所述第一旋转轴和第二旋转轴转动。

[0008] 进一步地，所述伸缩翼骨架内置移动轴，所述移动轴通过移动位置，带动所述伸缩翼骨架伸缩，变化伸缩翼骨架的覆盖面积。

[0009] 进一步地，所述伸缩翼骨架相对于飞行器机身间的夹角、所述翻转翼骨架相对于伸缩翼骨架间的夹角的范围均为‑30°30°。~

[0010] 进一步地，柔性防热蒙皮以胶接方式蒙覆在所述变形骨架表面。

[0011] 进一步地，所述柔性防热蒙皮采用柔性透波织物材料，可随所述变形骨架弯曲变换外形。

[0012] 进一步地，所述变形骨架设置蒙皮输液口，所述蒙皮输液口与所述冷却管路连接，用于从飞行器内部向柔性防热蒙皮的冷却管路供应冷却液。

[0013] 本发明的有益效果如下：

[0014] 本发明首次突破了返回式航天飞行器表面结构在数千摄氏度高温流动中光滑连续变形（包括机翼上下翻、伸缩和后展）技术，并通过电弧风洞4000K总温试验考核，为拓展返回式航天飞行器的大空域、宽速域飞行能力，提供了关键支撑。

[0015] 本发明首次实现了返回式航天飞行器翼/舵一体柔性变形技术，可以大幅度改变飞行器的飞行稳定性、机动性和升阻比，为实现返回式航天飞行器返回地球大气层飞行过程中按需改变气动布局，提供了关键技术支撑。

[0016] 本发明中变形骨架作为返回式航天飞行器机翼承力骨架实现变形功能，并在外表面包覆柔性防热蒙皮实现防热功能，达到飞行器表面在高温流动中光滑连续变形的目的。

附图说明

[0017] 构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定、在附图中：

[0018] 图1是根据本发明实施例的一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构的组成示意图；

[0019] 图2是根据本发明实施例的一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构的组成示意图；

[0020] 图3是根据本发明实施例的柔性防热蒙皮的组成示意图；

[0021] 图4是根据本发明实施例的变性骨架结构示意图。

[0022] 图5是根据本发明实施例的变形过程中柔性防热蒙皮形态示意图；

[0023] 图6是根据本发明实施例的一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构的变形形态示意图。

[0024] 其中：1‑变形骨架11‑伸缩翼骨架 111‑第一伸缩翼骨架 112‑第二伸缩翼骨架 12‑翻转翼骨架 13‑第一旋转轴 14‑移动轴 15‑第二旋转轴 16‑蒙皮输液口2‑柔性防热蒙皮 21‑蒙皮冷却液接口 3‑飞行器机身

具体实施方式

[0025] 为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。实施例

[0026] 本实施例提供一种超高温环境用翼/舵一体柔性变形结构，构成该变形结构包括：变形骨架1和柔性防热蒙皮2，所述变形骨架1包括伸缩翼骨架11和翻转翼骨架12，所述伸缩翼骨架11与飞行器机身3连接；所述翻转翼骨架12与所述伸缩翼骨架11活动连接，所述伸缩翼骨架11可伸缩，改变其覆盖面积，所述翻转翼骨架12可沿所述伸缩翼骨架11翻转，变换翻转翼骨架12与所述固定翼间的夹角；

[0027] 所述柔性防热蒙皮2蒙覆于所述变形骨架1表面，内部铺设冷却管路，用于降低所述柔性防热蒙皮2表面温度。

[0028] 所述伸缩翼骨架11与飞行器机身3活动连接，所述伸缩翼骨架11可沿所述飞行器机身3翻转。变换伸缩翼骨架11与所述飞行器机身3间的夹角。

[0029] 所述伸缩翼骨架11与所述飞行器机身3之间、所述翻转翼骨架12与伸缩翼骨架11之间分别设置第一旋转轴13和第二旋转轴15，所述伸缩翼骨架11、翻转翼骨架12可分别绕所述第一旋转轴13和第二旋转轴15转动。

[0030] 所述伸缩翼骨架11内置移动轴14，所述移动轴14通过移动位置，带动所述伸缩翼骨架11伸缩，变化伸缩翼骨架11的覆盖面积。

[0031] 是为满足飞行器升力调节、调节控制能力，所述伸缩翼骨架11相对于飞行器机身3间的夹角、所述翻转翼骨架12相对于伸缩翼骨架11间的夹角的范围均为‑30°30°。~

[0032] 柔性防热蒙皮2以胶接方式蒙覆在所述变形骨架1表面。

[0033] 所述柔性防热蒙皮2采用柔性透波织物材料，可随所述变形骨架1弯曲变换外形。

[0034] 所述变形骨架1设置蒙皮输液口16，所述蒙皮输液口16与所述冷却管路连接，用于从飞行器内部向柔性防热蒙皮2的冷却管路供应冷却液。实施例

[0035] 1）如图2所示，本发明翼/舵一体柔性变形技术的金属变形机构骨架，通过第一旋转轴13、第二旋转轴15将刚性的变形骨架1（包含伸缩翼骨架11、翻转翼骨架）连接，而在伸缩翼骨架11内部嵌入了移动轴14，所述移动轴14将所述伸缩翼骨架分隔为第一伸缩翼骨架111,和第二伸缩翼骨架112，所述移动轴可移动其在所述伸缩翼骨架内的位置，进而带动所述伸缩翼骨架11伸缩，变化伸缩翼骨架11的覆盖面积。例如，如图1所示，其中的移动轴14可绕其右下端点转动，改变其左上端点的位置，进而拉伸或压缩所述第一伸缩翼骨架的覆盖面积。

[0036] 2）金属变形机构外部包覆安装柔性防热蒙皮2。如图2至图5所示，变形骨架1表面开通蒙皮输液孔16，蒙皮输液管从蒙皮输液孔16中引出，并连接于柔性防热蒙皮2的蒙皮冷却液接口21，高温环境下，冷却工质可以通过蒙皮输液管从飞行器内部向柔性防热蒙皮2表面进行持续的冷却液供应，确保其不发生烧蚀。柔性防热蒙皮2通过胶接的方式，固定于变形骨架1表面。柔性防热蒙皮2可以在金属变形结构变形过程中，伴随变形，始终保持粘接后的蒙皮—骨架结构表面保持光滑连续（如图5所示），并长时间承受数千摄氏度高温而不发生烧蚀。

[0037] 3）通过翼/舵一体柔性变形，实现返回式航天飞行器飞行姿态控制，调控飞行稳定性，如图6（b）中上下翻变形形式，具体形式如下：如图1所示，金属变形机构沿第一旋转轴13旋转，即可实现机翼整体上下翻转，实现飞行稳定性调控。沿第三旋转轴15旋转，可使机翼实现类似舵面效能，实现飞行姿态控制。

[0038] 4）通过翼/舵一体柔性变形，实现返回式航天飞行器翼展调节，调控飞行机动性，如图6（c）伸缩变形形式，具体实现如下：如图1所示，金属变形机构中移动所述移动轴14的位置，即可实现机翼翼展的大幅度伸缩变化，实现飞行机动性调控。

[0039] 5）通过翼/舵一体柔性变形，实现返回式航天飞行器机翼长度调节，飞行器升阻比，如图6（d）后展变形形式，具体实现如下：如图1所示，金属变形机构中移动所述移动轴14的位置，机翼在翼展变化的同时长度也将大幅改变，配合沿第三旋转轴15的旋转，可使延长后的机翼具备类似控制舵的飞行控制能力，大幅调节飞行器升阻比。

[0040] 对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明范围的情况下，在其他实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽范围。