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一种螺栓连接热载荷释放设计方法

阅读：276发布：2020-05-12

专利汇可以提供一种螺栓连接热载荷释放设计方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明公开了螺栓连接热载荷释放设计方法，是一种以金属作为主要结构材料的高超声速飞行器螺栓连接的热载荷释放设计方法。使用沉头螺钉和双耳游动托板自锁螺母固定飞行器舱盖和机身并实现热载荷释放。所述的螺栓用于连接高超声速飞行器两个热变形不匹配结构件，方法通过确定满足热载荷释放条件下的最小间隙来实现设计；所述的间隙为与双耳游动托板自锁螺母固定的结构件记为结构件一与所述螺栓之间的间隙。本发明能够在不更改飞行器主要结构方案的情况下实现简单、有效地释放热应力导致的螺栓连接件各方向极端载荷，增加全金属高超声速飞行器结构连接的承载能力，降低飞行器结构设计及加工成本。，下面是一种螺栓连接热载荷释放设计方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种螺栓连接热载荷释放设计方法，其特征在于：所述的螺栓用于连接高超声速飞行器两个热变形不匹配结构件，方法通过确定满足热载荷释放条件下的最小间隙来实现设计；所述的间隙为与双耳游动托板自锁螺母固定的结构件记为结构件一与所述螺栓之间的间隙。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述间隙通过下述方式进行确定：
步骤一：假设所述的两个热变形不匹配结构件不存在热变形不匹配问题，根据飞行器结构承力需求，设计两个结构件的螺栓数量及规格，得到螺栓的外径D1以及结构件一的过孔内径D3；
步骤二：根据工艺条件确定安装轴线偏差d1，结合机身搭接边过孔内径D3以及螺栓的外径D1，确定间隙δ；
步骤三：根据高超声速飞行器的结构温度分布，针对所述的飞行器进行有限元分析计算螺栓载荷，提取所有螺栓沿弹道的载荷值；
步骤四：评估螺栓载荷，如果不能满足螺栓许用载荷，则增大D3，重复步骤二～四，否则进入下一步；
步骤五：评估步骤五获得的参数D3，若飞行器结构强度及工艺实现方面存在问题，则调整螺栓数量或规格，重新确定不考虑两个结构件热变形不匹配问题，螺栓的外径D1以及结构件一的过孔内径D3；从步骤二开始执行；否则执行下一步；
步骤六：选择满足条件D4>D3的双耳游动托板自锁螺母，所述的D4为双耳游动托板自锁螺母过孔直径。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：所述步骤三中的高超声速飞行器的结构温度分布通过假设间隙为零，针对飞行器结构及连接，开展沿弹道热环境计算确定的。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：在步骤六之后，进一步做地面试验，判断螺栓连接是否满足热载荷释放要求，若满足，则完成热载荷释放设计，否则，重新确定高超声速飞行器的结构温度分布，从步骤三重新执行。
5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：选择总加热量最大的弹道计算热环境，进而确定高超声速飞行器的结构温度分布。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：针对飞行器的同一个结构件，采用的连接方式及螺栓规格一致。
7.根据权利要求2所述的方法，其特征在于：在步骤六中，根据确定的螺栓外径D1，若存在双耳游动托板自锁螺母标准件满足D4>D3，则优选标准件，否则，定制满足D4>D3要求的双耳游动托板自锁螺母。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：两个热变形不匹配结构件搭接缝隙内根据温度环境选择合适的高温胶密封。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：托板螺母与结构件一之间固定方式包括粘接、铆接。

说明书全文

一种螺栓连接热载荷释放设计方法

技术领域

[0001] 本发明涉及以金属作为主要结构材料的高超声速飞行器一种螺栓连接热载荷释放方法，属于航空航天飞行器结构设计领域。

背景技术

[0002] 为降低成本，高超声速飞行试验的飞行器机身一般采用全金属设计加工，比如在较高温度下仍具有较高性能的的结构钢、不锈钢、高温合金等。飞行器机身底部多为一体设计或加工的机身，上部开舱盖用于设备安装、调试及检修。舱盖与机身一般采用螺栓连接。

[0003] 对于一般以金属作为主体结构材料的高超声速飞行器，金属同时起到热沉的作用，其壳体厚度一般很大，结构强度远超气动载荷所需要求，一般不用考虑气动载荷引起的刚度、强度问题。但是飞行器气动加热存在非均匀性，机身不同部位温度不均匀导致机体结构存在热应力，对于热流较大的情况，机体结构热应力非常大，给结构强度设计带来很大的困难。

[0004] 通过设计分析并选材，金属加工制造的机身、舱盖等零部件的强度、刚度一般可能满足在热应力作用下的使用要求。但是舱盖与机身连接部位由于连接点数量少、尺寸小，存在变形协调问题，螺栓所承受载荷可能非常大，一些部位很难通过增加螺栓尺寸或数量的方式解决，成为采用金属加工飞行器的技术瓶颈。需要采用新的方式来释放各方向极端载荷。同时高超声速飞行器对舱盖与机身连接处的缝隙大小有较高要求，需要针对具体情况进行精细化设计及分析。

发明内容

[0005] 本发明解决的技术问题是：提出一种适用于螺栓连接的热应力载荷释放设计方法，能够在不更改飞行器主要结构方案的情况下实现简单、实用、有效地释放热应力导致的螺栓连接件各方向极端载荷的目的。

[0006] 本发明解决技术的方案是：一种螺栓连接热载荷释放设计方法，所述的螺栓用于连接高超声速飞行器两个热变形不匹配结构件，方法通过确定满足热载荷释放条件下的最小间隙来实现设计；所述的间隙为与双耳游动托板自锁螺母固定的结构件记为结构件一与所述螺栓之间的间隙。

[0007] 优选的，所述间隙通过下述方式进行确定：

[0008] 步骤一：假设所述的两个热变形不匹配结构件不存在热变形不匹配问题，根据飞行器结构承力需求，设计两个结构件的螺栓数量及规格，得到螺栓的外径D1以及结构件一的过孔内径D3；

[0009] 步骤二：根据工艺条件确定安装轴线偏差d1，结合机身搭接边过孔内径D3以及螺栓的外径D1，确定间隙δ；

[0010] 步骤三：根据高超声速飞行器的结构温度分布，针对所述的飞行器进行有限元分析计算螺栓载荷，提取所有螺栓沿弹道的载荷值；

[0011] 步骤四：评估螺栓载荷，如果不能满足螺栓许用载荷，则增大D3，重复步骤二～四，否则进入下一步；

[0012] 步骤五：评估步骤五获得的参数D3，若飞行器结构强度及工艺实现方面存在问题，则调整螺栓数量或规格，重新确定不考虑两个结构件热变形不匹配问题，螺栓的外径D1以及结构件一的过孔内径D3；从步骤二开始执行；否则执行下一步；

[0013] 步骤六：选择满足条件D4>D3的双耳游动托板自锁螺母，所述的D4为双耳游动托板自锁螺母过孔直径。

[0014] 优选的，所述步骤三中的高超声速飞行器的结构温度分布通过假设间隙为零，针对飞行器结构及连接，开展沿弹道热环境计算确定的。

[0015] 优选的，在步骤六之后，进一步做地面试验，判断螺栓连接是否满足热载荷释放要求，若满足，则完成热载荷释放设计，否则，重新确定高超声速飞行器的结构温度分布，从步骤三重新执行。

[0016] 优选的，选择总加热量最大的弹道计算热环境，进而确定高超声速飞行器的结构温度分布。

[0017] 优选的，针对飞行器的同一个结构件，采用的连接方式及螺栓规格一致。

[0018] 优选的，在步骤六中，根据确定的螺栓外径D1，若存在双耳游动托板自锁螺母标准件满足D4>D3，则优选标准件，否则，定制满足D4>D3要求的双耳游动托板自锁螺母。

[0019] 优选的，两个热变形不匹配结构件搭接缝隙内根据温度环境选择合适的高温胶密封。

[0020] 优选的，托板螺母与结构件一之间固定方式包括粘接、铆接。

[0021] 本发明与现有技术相比的有益效果是：

[0022] 对于采用金属作为主要结构材料的高超声速飞行器，本发明所采用的连接形式和分析方法可以有效降低由于结构温度不均匀导致的连接件的热载荷，从而提高金属作为高超声速飞行器结构材料的使用范围，降低设计及生产成本。所采用的连接方式工艺为当前飞机结构生产领域常用，简单且成熟；使用的零件在一般条件下可以采用标准件，成本较低。

[0023] 本发明针对螺栓热载荷进行释放可以扩大金属材料在高超声速飞行器结构中的应用范围，相比使用复合材料可以有效降低结构生产成本，降低加工所需时间。通过分析获得最小的释放间隙，工艺性能较好。计算过程中计算量最大的气动热环境仅需计算一次，设计需要资源较小。

[0024] 本发明能够在不更改飞行器主要结构方案的情况下实现简单、有效地释放热应力导致的螺栓连接件各方向极端载荷，增加全金属高超声速飞行器结构连接的承载能力，降低飞行器结构设计及加工成本。附图说明

[0025] 图1为本发明可释放热载荷的螺栓连接模型图；

[0026] 图2为使用的沉头螺钉及规格；

[0027] 图3为除螺钉外涉及的连接单元的尺寸；

[0028] 图4为本发明的最小δ计算流程图；

[0029] 其中，机身及搭接边1；舱盖及搭接边2；沉头螺钉3；

[0030] 双耳游动自锁托板螺母4；托板41；螺母42；铆钉5；缝隙密封胶6；

[0031] 沉头螺钉螺纹段外径D1。

具体实施方式

[0032] 下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

[0033] 飞行器舱盖与机身之间采用搭接形式连接。机身及舱盖对应位置预留搭接变1、2，使用沉头螺钉3和双耳游动托板自锁螺母4固定舱盖和机身。所述双耳游动托板自锁螺母4包括托板41和螺母42两部分，托板使用铆钉5固定于机身搭接边上。铆钉为沉头铆钉，铆钉头需要修配，保证机身搭接边表面无凸起。所述螺钉为沉头螺钉3，采用优质结构钢或高温合金加工。所述螺母42为自锁螺母，具有防松能力。舱盖和机身搭接缝隙使用高温胶密封6。

[0034] 本发明螺栓载荷释放实现的原理是：舱盖、螺钉、螺母组成的部分A与机身搭接边、托板组成的部分B之间可以沿螺栓径向滑动，从而不需螺钉本身承担过大的剪切载荷。几个主要参数：沉头螺钉螺纹段外径D1、舱盖搭接边螺钉过孔内径D2、机身搭接边螺钉过孔内径D3、托板过孔内径D4、自锁螺母螺纹规格D5，安装后螺栓轴线与机身搭接边螺钉过孔轴线偏离距离d1。其中沉头螺钉螺纹段外径D1与自锁螺母螺纹规格D5为匹配螺纹，舱盖搭接边螺钉过孔内径D2根据螺钉规格确定，均可按照一般工艺要求设计。此类飞行器机身搭接边一般尺寸较小，所以过孔尺寸D3一般要求尽量小。为提高机身搭接边强度，并预留托板螺母铆接偏差，要求D4>D3，并且保证机身搭接边过孔不被托板遮挡。则舱盖和机身之间允许滑动的径向尺寸为δ＝(D3-D1)/2-d1 (1)

[0035] δ即为可释放的尺寸。通过舱盖2和机身1之间的滑动来协调热变形，从而降低螺栓连接3的热载荷。

[0036] 对于高超声速飞行器，连接位置一般不允许机身连接板开过大的螺栓过孔，同时δ过大舱盖安装偏差太大，冷热交替后舱盖位置也可能出现较大偏离。δ过大工艺实现更为困难。所以在保证满足热载荷释放的前提下，δ应尽量小。

[0037] 获得最小δ的分析步骤如下：

[0038] 步骤一：针对初步飞行器结构及连接，开展沿弹道热环境计算；

[0039] 步骤二：设计螺栓数量及规格，得到沉头螺钉外径D1；

[0040] 步骤三：设计机身搭接边过孔内径D3，根据工艺条件确定安装轴线偏差d1，根据公式(1)计算获得δ；

[0041] 步骤四：计算沿弹道不同时刻的全机温度分布，使用有限元计算螺栓载荷，提取所有螺栓沿弹道的载荷值；

[0042] 步骤五：评估螺栓载荷，如果不能满足螺栓许用载荷，则调整D3，重复步骤三～五，否则进入下一步；

[0043] 步骤六：评估步骤五获得的参数，若释放尺寸太大机身强度及工艺实现方面存在问题，则调整螺栓数量及规格，重复步骤二～六，否则进入下一步；

[0044] 步骤七：选择合适的双耳游动托板自锁螺母，要求D4>D3，开展详细连接工艺设计及地面试验考核验证。

[0045] 步骤一中，选择总的加热量最大的弹道计算热环境。热环境只需计算一次。

[0046] 步骤二中，同一个舱盖，采用的连接方式及螺栓规格一致。

[0047] 步骤四中，需要针对全机整体进行有限元分析，不能仅分析局部。

[0048] 步骤七中，双耳游动托板自锁螺母可以采用市售标准件，如果市售标准件尺寸不能满足释放要求可以根据要求尺寸定制。

[0049] 步骤七中，机身搭接边和舱盖搭接缝隙内可以根据温度环境选择合适的高温胶密封。

[0050] 以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

[0051] 本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。

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