本發(fā)明涉及一種耐燒蝕夾層復結構尾翼及其加工方法，屬于火箭穩(wěn)定裝置領域。

背景技術：
尾翼是火箭的重要部件之一，主要保證彈體的飛行穩(wěn)定性。目前，為了減少消極重量，同時降低制造成本，民用作業(yè)火箭大量采用了非金屬材料制成的尾翼，成功實施于防雹增雨、森林防火等領域，取得了較好的經濟與社會效益。傳統(tǒng)尾翼是采用單一的金屬材料或非金屬材料加工而成，金屬材料加工的尾翼雖然剛度、強度較好，但是耐燒蝕性較差、加工成本較高、加工工序復雜，且尾翼質量較大，影響火箭的有效載荷；非金屬材料的尾翼雖然工序簡單、質量較輕、耐燒蝕性較好，但其剛度、強度較差，在惡劣飛行條件下，可能造成尾翼斷裂，導致穩(wěn)定功能失效。

技術實現(xiàn)要素：
本發(fā)明的目的是為了解決傳統(tǒng)單一材料加工的尾翼無法既能滿足輕量化又能適應惡劣飛行條件等要求，而提供一種耐燒蝕夾層復結構尾翼及其加工方法。本發(fā)明的目的是通過以下技術方案實現(xiàn)的：本發(fā)明的一種耐燒蝕夾層復結構尾翼，包括翼片基體、翼片中間體、翼片外包覆層及支耳；翼片基體為金屬材料加工而成的支撐體，翼片基體的高度為整體式翼片高度的1/4～1/3，翼片基體底部為外形與整體式翼片底部外形相同的支撐段，翼片基體底部支撐段的上表面向上延伸出一列橫向間隔排列且平行于翼片板面的連接片，每個連接片的頂端向兩側延伸出連接部，每個連接片的厚度不小于整體式翼片相應高度處厚度的1/3；翼片中間體為采用隔熱壓塑材料壓制在翼片基體上端的板狀結構，翼片中間體的下端完全包覆翼片基體的連接片，翼片中間體的上端、左右兩端以及板面兩側均與整體式翼片相應位置留有包覆余量，翼片中間體的板面上分布有外包覆層定位孔；翼片中間體優(yōu)選采用高硅氧纖維增強酚醛塑料；翼片外包覆層為采用耐沖刷壓塑材料包覆在翼片中間體的包覆層結構；翼片外包覆層與翼片基體底部支撐段相接構成與整體式翼片外形一致的翼片結構。翼片外包覆層優(yōu)選采用碳纖維增強酚醛塑料。支耳焊接固定在翼片基體底部。本發(fā)明耐燒蝕夾層復結構尾翼的加工方法，通過機加工藝加工翼片基體，并將支耳焊接固定在翼片基體底部；再通過模壓工藝在翼片基體上端壓制翼片中間體，然后通過模壓工藝在翼片中間體外層壓制翼片外包覆層。有益效果本發(fā)明耐燒蝕夾層復結構尾翼由于采用耐沖刷材料包覆隔熱材料，因此具有較好的耐燒蝕性；采用金屬材質的基體，使尾翼的剛度、強度指標能夠滿足惡劣飛行條件的需求，同時由于部分采用非金屬材料，翼片質量較輕，提高了火箭的有效載荷，具有重要的推廣應用價值。附圖說明圖1為本發(fā)明耐燒蝕夾層復結構尾翼的主視圖；圖2為圖1的A-A向截面圖；圖3為本發(fā)明耐燒蝕夾層復結構尾翼中翼片中間體壓制后結構圖；圖4為本發(fā)明耐燒蝕夾層復結構尾翼中翼片基體結構圖；1-翼片外包覆層；2-翼片中間體；3-翼片基體；4-支耳。具體實施方式下面結合附圖和實施例對本發(fā)明的內容作進一步說明。實施例本發(fā)明的一種耐燒蝕夾層復結構尾翼，如圖1、2所示，包括翼片基體3、翼片中間體2、翼片外包覆層1及支耳4；如圖3所示，翼片基體3為金屬材料加工而成的支撐體，翼片基體的高度為整體式翼片高度的1/3，翼片基體3底部為外形與整體式翼片底部外形相同的支撐段，翼片基體3底部支撐段的上表面向上延伸出一列橫向間隔排列且平行于翼片板面的連接片，每個連接片的頂端向兩側延伸出連接部，每個連接片的厚度為整體式翼片相應高度處厚度的1/3；支耳4焊接固定在翼片基體3底部。翼片中間體2為采用高硅氧纖維增強酚醛塑料壓制在翼片基體3上端的板狀結構，翼片中間體2的下端完全包覆翼片基體的連接片，翼片中間體2的上端、左右兩端以及板面兩側均與整體式翼片相應位置留有包覆余量，翼片中間體2的板面上分布有外包覆層定位孔，如圖3所示；翼片外包覆層1為采用碳纖維增強酚醛塑料包覆在翼片中間體2的包覆層結構；翼片外包覆層1與翼片基體3底部支撐段相接構成與整體式翼片外形一致的翼片結構。本發(fā)明耐燒蝕夾層復結構尾翼的加工方法，通過機加工藝加工翼片基體3，并將支耳4焊接固定在翼片基體3底部；再通過模壓工藝在翼片基體3上端壓制翼片中間體2，然后通過模壓工藝在翼片中間體2外層壓制翼片外包覆層1。