本发明属于飞行器热膨胀连接领域，具体涉及一种具有热补偿功能的连接方法。
背景技术：
超声速导弹在气流的摩擦和压缩作用下，导弹表面会产生很高的温度；在高温作用下，根据热胀冷缩原理，弹体结构材料会伸长。若导弹结构热补偿设计不合理，会产生严重的热应力，有可能导致弹体结构产生破坏。目前针对高温条件下的热补偿设计，主要是基于单一系统的热补偿设计，高温管路的热补偿设计，对外形以及内型面未作严格型面要求；同时，所处的载荷环境不是特别恶劣。此类设计方法无法适应不同材料、不同温度分布、气动外形性能要求高以及严酷载荷要求的复杂系统。
技术实现要素：
本发明的目的：
针对上述问题，提出一种简单可靠、具有膨胀方向引导功能以及低气动阻力的热补偿连接方法，满足超声速/高超声速导弹结构热补偿设计的要求。
本发明的技术方案：
提供了一种具有热补偿功能的连接方法，包括第一连接件和第二连接件，第一连接件和第二连接件的热膨胀系数不同，第一连接件具有第一连接部，第二连接件具有第二连接部，第一连接部和第二连接部均为板状结构；第一连接部的一端开有腰形孔，另一端开有沉头孔，第二连接部与第一连接部的腰形孔和沉头孔对应的位置均开有螺纹孔；
该连接方法包括如下步骤：
步骤一、将第一螺栓依次穿过第一连接部的沉头孔和第二连接部的一螺纹孔，并紧固第一螺栓；
步骤二、将第二螺栓依次穿过第一连接部的腰形孔和第二连接部的另一螺纹孔，并紧固第二螺栓；第二螺栓的紧固程度低于第一螺栓的紧固程度；使得当第一连接件受热膨胀时，第一连接部从沉头孔向着腰形孔方向膨胀。
进一步的，在所述的第一连接部与第二连接部之间涂覆有低密度有机硅隔热材料。
本发明的优点：
本方案可有效解决超声速导弹/高超声速导弹结构不同材料、不同温度分布的热匹配问题；保证了导弹良好的气动外形；技术成果可应用于超声速导弹/高超声速导弹结构的热补偿设计。
具体实施方式：
提供了一种具有热补偿功能的连接方法，包括第一连接件和第二连接件，第一连接件和第二连接件的热膨胀系数不同，第一连接件具有第一连接部，第二连接件具有第二连接部，第一连接部和第二连接部均为板状结构；第一连接部的一端开有腰形孔，另一端开有沉头孔，第二连接部与第一连接部的腰形孔和沉头孔对应的位置均开有螺纹孔；
该连接方法包括如下步骤：
步骤一、将第一螺栓依次穿过第一连接部的沉头孔和第二连接部的一螺纹孔，并紧固第一螺栓；
步骤二、将第二螺栓依次穿过第一连接部的腰形孔和第二连接部的另一螺纹孔，并紧固第二螺栓；第二螺栓的紧固程度低于第一螺栓的紧固程度；使得当第一连接件受热膨胀时，第一连接部从沉头孔向着腰形孔方向膨胀。
进一步的，在所述的第一连接部与第二连接部之间涂覆有低密度有机硅隔热材料。
进一步的，所述的第一连接件为蒙皮。
进一步的，所述的第二连接件为发动机壳体或飞行器主承力件。