本发明专利技术公开了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，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上分别加工有连接孔，法兰、非金属热结构和盖板通过螺栓连接。本发明专利技术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，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。
【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了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，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上分别加工有连接孔，法兰、非金属热结构和盖板通过螺栓连接。本专利技术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，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。【专利说明】一种适用于高温服役环境下的冷热连接结构
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：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。 本专利技术的技术解决方案是：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 I e 〇 所述第四连接孔（4)的直径d满足d-dl e ，其中dl为第二连接孔（7) 的直径。 本专利技术与现有技术相比的有益效果是： (1)本专利技术采用"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)本专利技术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)本专利技术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。 【专利附图】【附图说明】 图1为本专利技术结构示意图； 图2为本专利技术的俯视图和右视图，其中（a)为本专利技术结构俯视图，（b)为本专利技术结 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】 下面结合附图对本专利技术的【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，本专利技术 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。本专利技术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)所示分别为本专利技术 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φ6的第一连接孔6,6个φ6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Μ6的承载螺栓相匹配，另一组为4个φ8的第二连接孔 7,4个φ8的第二连接孔7位于第一连接孔6的外围，用于与Μ8的连接螺栓相匹配。 盖板3采用高温合金材料，与法兰1 一起夹持非金属热结构2,在盖板3上同样开 有10个连接孔，也分为两组，分别与法兰1上的第一连接孔6和第二连接孔7相匹配，即其 中一组为6个φ6的第五连接孔，用于与Μ6的承载螺栓相匹配，另一组为4个φ8的第六连 接孔，用于与Μ8的连接螺栓相匹配。 如图4所示，非金属热结构2采用C/C或C/SiC材料，为耐高温热结构，在非金属热 结构2上与法兰上的第一连接孔6和第二连接孔7相对应的位置开有10个连接孔，也分为 两组，即6个第三连接孔5和4个第四连接孔4,如图4中（a)所示。6个第三连接孔5分 布于以非金属热结构2中心为圆心的同一圆弧上，且第三连接孔5的中心位于对应第一连 接孔6的轴线上。其中第三连接孔5采用长圆孔，即由两段相同半径的半圆弧和两段直线 段组成，其中长圆孔的长沿第三连接孔5中心所在圆弧的半径方向，宽沿第三连接孔5中心 所在圆弧的切线方向，第三连接孔5的宽与承载螺栓的直径相同，长大于承载螺栓的直径， 为7. 2_，如图4中（b)所示。第四连接孔4为φ9的连接孔，其圆心位于对应第二连接孔7 的轴线上，直径大于连接螺栓的直径。非金属热结构2通过与连接螺栓和承载螺栓的配合 即可实现冷热结构间的载荷传递，也可解决冷热结构间的匹配问题。 长圆孔直线段的长度1满足法兰1和非金属热结构2之间的变形协调与冷热匹 配，第四连接孔4的直径d应满足第二连接孔7与连接螺栓之间的变形协调与冷热匹配， 1￡，本实施例取1.21111]1。第四连接孔4的直径(1满足(1-(11￡，其中 dl为第二连接孔7的直径（即M8的连接螺栓的直径）。 在本实施例中螺栓采用高温合金材料，根据使用功能不同分为两类：连接螺栓为 4个M8螺栓，主要功能是提供"二夹一"三层结构的连接预紧力，保证三层结构紧密的连接 在一起；承载螺栓为6个M6螺栓，主要功能是承受剪切载荷作用，保证冷热结构的承载能力 和载荷传递的可靠性。 本专利技术说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员公知技术。【权利要求】1. 一种适用于高温本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种适用于高温服役环境下的冷热连接结构，其特征在于：包括法兰(1)、非金属热结构(2)和盖板(3)；法兰(1)和盖板(3)均采用高温合金材料制成，非金属热结构(2)采用碳/碳或碳/碳化硅材料制成；法兰(1)上分别加工有第一连接孔(6)和第二连接孔(7)，第一连接孔(6)分布于以法兰(1)中心为圆心的同一圆弧上，第二连接孔(7)分布在第一连接孔(6)所在圆弧的外围；盖板(3)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(1)上的第一连接孔(6)和第二连接孔(7)相匹配；非金属热结构(2)上分别加工有与第一连接孔(6)和第二连接孔(7)相对应的第三连接孔(5)和第四连接孔(4)，第三连接孔(5)为长圆孔，其中心位于对应第一连接孔(6)的轴线上，第三连接孔(5)的宽与第一连接孔(6)的直径相同；第四连接孔(4)为圆形孔，其圆心位于对应第二连接孔(7)的轴线上，直径大于第二连接孔(7)的直径；非金属热结构(2)位于法兰(1)和盖板(3)之间，法兰(1)、非金属热结构(2)和盖板(3)通过螺栓连接；螺栓采用高温合金材料制成。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：吴勇军，屈强，许小静，李秀涛，王兆伟，张翔，卢琦，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。