[实用新型]适应复杂力/热环境的后缘舵

说明书

技术领域

本实用新型属于一种飞行器后缘舵系统，具体涉及一种适应复杂力/热环境的大尺寸、高承载、小惯量后缘舵。

背景技术

飞行器要在空间进行长时间高速机动飞行，应用于其上的大尺寸后缘舵在飞行过程中需要适应复杂的力/热环境。为满足承载和飞行控制相关要求，要求后缘舵具有高承载、小惯量的特点。后缘舵的舵轴位于舵体的前端，其构型特点导致舵体相对于舵轴的转动惯量远大于同等结构质量的全动舵(舵轴位于舵体中间)。

对于飞行器的大尺寸后缘舵，若采用“金属舵芯+防热套”的结构方案能够满足结构承载和防隔热相关要求，但舵体转动惯量过大，导致对伺服驱动能力的需求过高，在当前技术水平下无法满足飞行器的飞行控制要求。若采用防热承力一体结构方案，能够满足结构承载和小惯量相关要求，但由于该材料导热系数大，无法满足长时间的隔热要求。

发明内容

本实用新型的目的在于提供一种能够适应复杂力/热环境的大尺寸、高承载、小惯量后缘舵，该后缘舵能够满足长时间防隔热、结构承载、小惯量的要求。

实现本实用新型目的技术方案：一种适应复杂力/热环境的后缘舵，它包括后缘舵舵体前半部分、与前半部分连接的后缘舵舵体后半部分，后缘舵舵体前半部分包括防热套、金属舵芯、舵轴，防热套内设有金属舵芯，防热套与舵轴通过舵轴连接，后缘舵舵体后半部分包括防热承力一体化舵体骨架、安装在防热承力一体化舵体骨架表面的防热承力一体化舵体蒙皮，防热承力一体化舵体骨架的一端安装在金属舵芯内，且防热承力一体化舵体骨架与防热套、金属舵芯均连接。

所述的舵轴与金属舵芯之间设有舵轴防热杯。

所述的防热承力一体化舵体骨架与防热承力一体化舵体蒙皮之间通过连接螺钉固定连接。

所述的防热承力一体化舵体骨架与防热套、金属舵芯之间通过销钉固定连接。

所述的销钉与防热套之间设有防热塞子。

本实用新型的有益技术效果：通过“金属舵芯+防热套”结构方案和防热承力一体结构方案的组合应用，该后缘舵能够同时满足结构承载、长时间防隔热和小惯量的设计要求。与原有结构方案相比，后缘舵的转动惯量降幅达到50％。

附图说明

图1是本实用新型所提供的一种适应复杂力/热环境的后缘舵的三维结构分解示意图；

图2是本实用新型所提供的一种适应复杂力/热环境的后缘舵的横向剖视图；

图3是本实用新型所提供的一种适应复杂力/热环境的后缘舵的纵向剖视图；

图4是本实用新型所提供的后缘舵舵体前半部分剖视图；

图5是本实用新型所提供的防热套的结构示意图；

图6是本实用新型所提供的金属舵芯的结构示意图；

图7是本实用新型所提供的舵轴防热杯的结构示意图；

图8是本实用新型所提供的舵轴的结构示意图；

图9是本实用新型所提供的防热承力一体化舵体骨架的结构示意图；

图10是本实用新型所提供的防热承力一体化舵体蒙皮的结构示意图；

图11是本实用新型所提供的销钉的结构示意图；

图12本实用新型所提供的防热塞子的结构示意图。

图中：1、防热套，101、防热套配合部位；

2、金属舵芯，201、舵芯配合孔；

3、舵轴防热杯，301、防热杯第一配合部位，302、防热杯第二配合部位；

4、舵轴，401、舵轴第一配合部位，402、舵轴第二配合部位；

5、防热承力一体化舵体骨架，501、骨架配合部位，502、骨架销孔，503、骨架连接螺钉孔；

6、防热承力一体化舵体蒙皮，601，蒙皮连接螺钉孔；

7、连接螺钉，8、销钉，9、防热塞子；

凹槽801、销钉孔802和防热塞子安装孔803。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步详细说明。

如附图1所示，后缘舵舵体前半部分由防热套1、金属舵芯2、舵轴防热杯3和舵轴4组成。后缘舵舵体后半部分由防热承力一体化舵体骨架5、防热承力一体化舵体蒙皮6和连接螺钉7组成。

如附图2、图6和图8所示，舵轴4通过舵轴第一配合部位401与金属舵芯2的舵芯配合孔201配合。防热套1的横截面为梯形，防热套1的梯形体内表面和金属舵芯2的外表面紧密配合，通过两者配合表面的锥度进行限位。金属舵芯2上设有九个矩形孔，该矩形孔为五排，临近舵轴4的一排只有一个矩形孔，其余四排每排两个矩形孔。