1.本发明涉及高速飞行器热防护技术领域，具体涉及一种具有机翼与舱段绝热结构的飞行器。
背景技术：
2.随着航空航天技术发展，飞行器等应用越来越广泛。然而申请人发现飞行器在超声速飞行时，飞行器会产生激波压缩现象导致气流与飞行器外表面剧烈摩擦。这会使飞行器的局部区域产生严重的气动加热引起温度上升。尤其是机翼这些飞行器上的尖锐处，会产生更加严重的气动加热现象，使得这些部件在执行飞行任务时温度急速上升。而这些飞行器上的高温部件会向飞行器舱段内的关键设备传递热量，造成飞行器内各系统的失效影响飞行器正常飞行，严重时甚至会导致飞行任务的失败。因此，为保证飞行器舱段内部保持在正常工作温度范围内，对飞行器进行有效的热防护设计至关重要。
技术实现要素：
3.针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的解决飞行器机翼部件因温度过高而向舱段内部传递热量，导致舱段内部设备受温度影响而损坏或失灵的问题。
4.为达到以上目的，本发明采取的技术方案是，提供一种具有机翼与舱段绝热结构的飞行器，其包括：
5.舱段，所述舱段上设有舱段安装孔；
6.机翼，所述机翼上设有机翼接头装置，所述机翼通过所述机翼接头装置安装于所述舱段；
7.热防护组件，其包括设于所述机翼接头装置的端面与所述安装孔之间的舱段热防护组件，以及设于所述机翼接头装置侧面与所述安装孔侧壁之间的机翼热防护组件。
8.一些实施例中，所述机翼热防护组件包括：
9.至少一块防热胶片，其设置于在所述机翼接头装置上，所述防热胶片由具有隔热性能的材料制成。
10.一些实施例中，所述机翼热防护组件包括：
11.四块防热胶片，其贴合设置在所述机翼接头装置侧面上。
12.一些实施例中，所述防热胶片由气凝胶材料制成。
13.一些实施例中，所述机翼热防护组件包括：
14.隔热布，其覆盖于所述机翼接头装置的侧面和端面。
15.一些实施例中，所述机翼热防护组件包括：
16.隔热套，其套设在所述机翼接头装置上，所述隔热套由隔热复合材料制成。
17.一些实施例中，所述舱段热防护组件包括：
18.第一防热层，其设置在所述舱段的外表面上；
19.第二防热层，其覆盖于所述安装孔的内壁面上，所述第二防热层由防热胶制成。
20.一些实施例中，所述舱段安装孔的接口处设有热密封圈。
21.一些实施例中，所述飞行器还包括连接组件，所述连接组件还包括：
22.设置在所述舱段上的安装垫板，其位于所述安装孔的底面；
23.螺钉，其穿设在所述安装垫板中，所述安装垫板通过所述螺钉与所述机翼接头装置连接。
24.一些实施例中，所述安装垫板与所述安装孔为间隔设置。
25.与现有技术相比，本发明的优点在于：
26.(1)本发明中申请人发现机翼温度过高，对机翼采取防热或者散热措施其覆盖面积过大，会导致成本大幅上升。且由于机翼与空气磨擦剧烈，在机翼外表面加装防热层其效果并不好，因此本方案中申请人通过在机翼与舱段的连接部位设置全面覆盖机翼与舱段的连接部分的防热结构，有效降低了高温的机翼的热量传递效率，使飞行器舱段内的系统不会因机翼的热传递而无法正常运转。
27.(2)本发明中的飞行器采用气凝胶材料作为防热胶片，在具备防热功能的同时也为飞行器轻量化设计提供思路。
28.(3)本发明中的飞行器的连接组件的安装垫板与安装孔之间留有一定间隙，以防止出现安装垫板与机翼扛住而无法继续拧紧，而安装人员误认为螺钉已经拧紧舱段与机翼连接完成的问题。
附图说明
29.为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
30.图1为本发明实施例提供的飞行器舱段与机翼连接部位的侧向剖视图；
31.图2为本发明实施例提供的飞行器舱段与机翼连接状态的结构示意图；
32.图3为本发明实施例提供的飞行器机翼的结构示意图；
33.图4为本发明实施例提供的飞行器舱段连接面的示意图；
34.图5为本发明实施例提供的飞行器舱段与机翼连接部位的正向剖视图。
35.图中：1、热防护组件；11、机翼热防护组件；111、防热胶片；12、舱段热防护组件；121、第一防热层；122、第二防热层；2、机翼；21、机翼接头装置；211、机翼前接头；212、机翼后接头；3、舱段；31、舱段安装孔；32、热密封圈；4、连接组件；41、安装垫板；42、螺钉。
具体实施方式
36.为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
37.以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细说明。本发明提供一种具有机翼与舱段绝热结构的飞行器，其包括：机翼接头装置21、舱段安装孔31和热防护组件1。
38.舱段3，所述舱段上设有舱段安装孔31；
39.机翼2，所述机翼上设有机翼接头装置21，所述机翼通过所述机翼接头装置21安装于所述舱段；
40.热防护组件1，其包括设于所述机翼接头装置21的端面与所述舱段安装孔31之间的舱段热防护组件12，以及设于所述机翼接头装置21侧面与所述舱段安装孔31侧壁之间的机翼热防护组件11。
41.值得说明的是，机翼1采用具有优异高温综合性能的高温合金钢，且其外表面喷涂氧化钇防热涂层。
42.具体地，上述机翼接头装置21包括机翼前接头211和机翼后接头212，对应的也包含两个舱段安装孔31与机翼前接头211和机翼后接头212对应。
43.具体地，上述机翼热防护组件11包括：至少一块防热胶片111，其设置于在所述机翼接头装置21上，所述防热胶片111由具有隔热性能的材料制成。
44.值得说明的是，机翼接头装置21上开有至少一个槽位，用于容纳上述防热胶片111。
45.优选地，所述防热胶片111由气凝胶材料制成。气凝胶材料较为轻盈，但非常坚固耐用。因此防热胶片111可以承受相当于自身质量几千倍的压力，在温度达到1200摄氏度时才会熔化。此外它的导热性和折射率也很低，绝缘能力比最好的玻璃纤维还要强39倍。硅气凝胶纤细的纳米网络结构有效地限制了局域热激发的传播，其固态热导率比相应的玻璃态材料低2—3个数量级。纳米微孔洞抑制了气体分子对热传导的贡献。所以，本发明采用气凝胶材料制作的防热胶片111直接与飞行器上的高温部分接触，既满足了飞行器轻量化设计理念也同时很好的隔绝了机翼2向舱段3传递热量。同时，防热胶片111具备绝缘能力和耐熔化的特性，其使用寿命也会大大增强。
46.一些实施例中，机翼热防护组件11包括四块防热胶片111，其贴合设置在所述机翼接头装置21的外壁面上。
47.优选地，上述机翼前接头211上设置四块防热胶片111，而上述机翼后接头212上设置两块防热胶片。防热胶片111均设置在机翼前接头211和机翼后接头212的外侧以起到隔热的作用，以限制机翼接头装置21局域热激发的热传播，减少机翼2温度过高对舱段3的影响。机翼接头装置21上的防热胶片111的数量可根据飞行器自身情况以及执行飞行任务时的外界环境加以调整。
48.值得说明的是，本方案中的机翼热防护组件11还包括：防热布，其用于包裹所述机翼接头装置21。
49.防热布可将所述机翼接头装置21的侧面与端面包裹住防止热量传递。
50.本方案中采用的防热布其内部均设有很多空气穴，导致其气体的热传导率小。优选采用玻璃纤维耐温隔热棉制造，其内部具有无数细小气体孔，且这些细小的气体孔纤维呈现不规则排列，为极佳隔热材料，热传导系数0.02-0.040w/cm.k之间。该防热布还具备不燃性,具有不燃性、无变形、无脆化,耐高温可达700℃，经检测燃烧性能达a1级。且由于不含任何黏结剂，没有任何有气味，环保无毒。与传统的玻璃棉、岩棉制品相比，不含任何黏结剂，遇高温时不会发出任何有毒、刺鼻的烟味。
51.一些实施例中，本方案中的机翼热防护组件11还包括：隔热套，套设在所述机翼接
头装置21上，作为隔热防护将机翼接头装置21与舱段3隔开。隔热套同样采用耐高温材料制成。比如本方案中，可以采用高膨松性无碱玻璃纤维砂编织成管，外层涂覆优质的硅橡胶。该材料能够有效阻挡熔铁、熔铜、熔铝等的喷溅，且不受高温和火焰所带来的损坏，产品色泽鲜艳，且拥有绝佳的延展系数，这些性质使其适用于减少高温的机翼接头装置21向外传递热量。
52.值得说明的是，隔热管作为隔热作用的功能件。与其它隔热部件(例如隔热布)相比，具备拆装方便等优点。例如搭扣式防热套管，其拆装方便，套管内部缝合有耐火阻燃的黏扣带，只需将套管从中间黏合即可起到密封绝缘的作用，节省了连接和拆除的时间。
53.可以理解的是，耐高温隔热套管是由无碱玻璃纤维和硅橡胶制作而成的，质量判别标准为其外层应呈铁锈红色，颜色较深(特殊定做颜色除外)；内层无碱玻璃纤维呈白色或偏黄色，整体弹性好，具备适应性。可以适应机翼接头装置21或舱段安装孔31因高温产生的形变。
54.一些实施例中，上述舱段热防护组件12包括：第一防热层121，其设置在所述舱段3的外表面上；第二防热层122，其覆盖于所述安装孔的内壁面上，所述第二防热层122由防热胶制成。
55.值得说明的是，第一防热层121采用抗烧蚀性能好的酚醛树脂防热层。
56.可以理解的是，在舱段3上设置第一防热层121和第二防热层122，以使舱段3与机翼2的所接触的面均由防热材料构成。使得机翼2向舱段3热传递效率大幅降低。
57.优选地，如图4和图5所示，所述舱段安装孔31的接口处设有热密封圈32，热密封圈32选用带有一定弹性的热密封管材料制作而成。其主要作用除了进一步防止机翼2的热量传递以外，还可以适应机翼接头装置21因高温而引起的形变。
58.具体地，本方案提供的机翼的连接装置中，还包括连接组件4，所述连接组件4还包括：设置在所述舱段3上的安装垫板41，其位于所述舱段安装孔31的底面；螺钉42，其穿设在所述安装垫板41中，所述安装垫板41通过所述螺钉42与所述机翼接头装置21连接。
59.优选地，安装垫板41与所述舱段安装孔31之间设有一定空隙，以防止出现安装垫板41与机翼2扛住而无法继续拧紧，而安装人员误认为螺钉42已经拧紧舱段3与机翼2连接完成的问题。
60.本方案提供的机翼的连接装置在使用时，包括以下步骤：
61.步骤1：先将防热胶片111装设在所述机翼接头装置21的槽位中。
62.步骤2：用防热布包裹住所述机翼接头装置21。
63.步骤3：将机翼接头装置21插入舱段安装孔31，并将螺钉42拧紧使螺钉42与机翼接头装置21连接固定。
64.综上所述，本发明中申请人发现机翼温度过高，对机翼采取防热或者散热措施其覆盖面积过大，会导致成本大幅上升。且由于机翼与空气磨擦剧烈，在机翼外表面加装防热层其效果并不好，因此本方案中申请人通过在机翼与舱段的连接部分设置全面覆盖机翼与舱段的连接部分的防热结构，有效降低了高温的机翼的热量传递效率，使飞行器舱段内的系统不会因机翼的热传递而无法正常运转。本发明中机翼的连接装置中采用气凝胶材料作为防热胶片111，在具备防热功能的同时也为飞行器轻量化设计提供思路。另外本发明中的飞行器的连接组件4的安装垫板41与舱段安装孔31之间留有一定间隙，以防止出现安装垫
板41与机翼2扛住而无法继续拧紧，而安装人员误认为螺钉42已经拧紧舱段3与机翼2连接完成的问题。
65.在本技术的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；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。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技术中的具体含义。
66.需要说明的是，在本技术中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。以上所述仅是本技术的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本技术。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本技术的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本技术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申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。