一种飞行器装配全轴向热防护构件的装配方法与流程

本发明属于热防护系统装配领域，具体涉及一种飞行器装配全轴向热防护构件的装配方法。

背景技术：

近年随着导弹飞行高度、射程、马赫数等飞行参数的不断提高，承受的力、热、噪声、振动等飞行载荷也越发严酷，其弹体外形面复杂，体积呈现大型化，重量呈现轻量化趋势，随之而来的问题是耐高温热防护材料的大面积使用(简称热防护构件)，热防护构件具有密度小、耐冲击性差、不耐压等问题，因此，在粘接、换装等过程中需要进行实时的保护，同时，在设计状态其装配参数(缝隙和阶差等)需要进行严格控制。

某飞行器在飞行试验前需要经过热试车试验，涉及飞行器Y向两个方向状态，其试验设备位于高空中，操作及其不便，装配的精准度难以保证，同时，飞行器表面全部粘接热防护构件，难以直接在飞行器表面进行吊挂。

在地面操作时，由于飞行器型面复杂，体积较大，同时伴有施胶固化的要求，类似高温合金盖板类的结构，安装在飞行器舱体的下表面，无法保证其在X，Y和Z三个方向的精准装配，也不能满足因热膨胀产生的预留缝隙要求。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种飞行器装配全轴向热防护构件的装配方法，解决飞行器热防护构件无法精准装配的问题。

本发明的技术方案为：一种飞行器装配全轴向热防护构件的装配方法，其特征在于，具体包括以下步骤：

S1、在安装热防护构件之前扫面舱体型面，确保舱体不超差，满足型面要求；

S2、根据安装要求，确定热防护构件的装配顺序和关系，先安装带有定位孔的热防护构件或位于前后端面的热防护构件；

S3、将飞行器5装配到翻转工装6，控制飞行器翻转到工作面：翻转工装前后端面采用圆截面的结构，通过飞行器上的对接接口7与翻转工装前后端面连接，当热防护构件与翻转工装发生干涉时，对翻转工装进行局部开槽，保证能够满足热防护构件的安装路径和操作空间；

S4、根据相邻两块热防护构件之间的理论缝隙设计限位块，安装时，多个限位块设置在两块热防护构件之间，保证安装缝隙均匀；然后根据装配顺序依次安装热防护构件；

S5、搭接方式的热防护构件安装时，首先将两个安装热防护构件搭接但不固定，然后安装限位块，保证热防护构件之间的缝隙，最后两个安装热防护构件固定在飞行器上；拼接方式的热防护构件安装时，以先安装好的热防护构件为基准，首先将限位块安装到位，然后再安装热防护构件。

有益效果：本发明基于翻转工装设计方法和激光扫描技术的的应用，制作工装，实现热防护构件的准确定位、粘接、加压等环节，确保热防护结构精准装配方法的实现，防护的位置的精确化，并经流程方案验证，可操作性强。

附图说明

图1为热防护构件安装顺序；

图2为本发明的方案流程图；

图3为翻转工装示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、内容和优点更加清楚，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

以某飞行器热防护结构三轴精准装配方法为背景，本发明提供一种飞行器装配全轴向热防护构件的装配方法，具体包括以下步骤：

S1、根据设计提出的安装要求，热防护构件安装在2号舱的下表面上，确认了热防护构件的装配顺序，安装顺序如附图1所示，拆的顺序与装的顺序正好相反；

S2、确定飞行器全轴向的翻转工装，所述翻转工装5能够将飞行器6卡紧并带动其旋转；

a.确定飞行器上可以利用的接口关系，可以利用的接口为2号舱前端面，3号舱的后端面；

b.由于热防护构件突出2号舱的前端面，所以翻转工装设计时，对翻转工装进行局部开槽，保证能够满足热防护构件的装配；

翻转工装需要满足360度的旋转，所以翻转工装前后端面采用圆截面的设计方式；

考虑生产周期、库存材料和加工便利性，确定翻转工装材料为45号钢；

考虑人力操作的便利性，采用拓扑方式优化翻转工装传力路线，并进行了减重设计；

建立翻转工装的三维模型，模拟了装配过程，翻转工装能够满足使用；

S3、当飞行器翻转到工作面时，通过支撑块对其进行限位：

对翻转工装增加支撑功能，由于翻转工装采用的是圆形截面设计，不易进行固定，所以采用长×宽×高为200mm×100mm×200mm的支撑块，安装在翻转工装与操作平台接触的两侧，进行翻转工装的限位、固定，防止其翻转；

S4、首先安装附图1中前热防护构件1，其为搭接方式的热防护构件，利用安装在前热防护构件1左右两侧的左、右热防护构件2，附图1中1和2之间的缝隙要求为2mm，设计长×宽×高为5mm×2mm×4mm的限位块，材料选择为铝合金，安装到1和2之间的对接缝隙的前、中、后的位置，保证其安装缝隙均匀；限位块为L形或长方形或T形结构。

S5、对热防护构件进行装配；

将翻转工装安装到2号舱前端面，3号舱的后端面；

将飞行器进行90度的旋转；

进行附图1中前热防护构件1的装配，装配形式为搭接方式，将附图1中前热防护构件1放置在舱体下表面的相应位置上，然后安装支撑块和限位块，保证安装位置和与其他热防护构件之间的缝隙满足要求；

拆下支撑块和定位块

安装前热防护构件1左右两侧的热防护构件2，安装时使用限位块，保证与其他热防护构件之间的缝隙满足要求；

按照附图1的装配顺序，完成附图1中的中热防护构件3、后热防护构件4的装配；

产品需要换装时，可参照此装配流程进行装配。

S7、判断热防护构件的到位判定

依靠激光扫描技术，在安装热防护构件之前扫面舱体型面，理论要求为-1mm至1mm，实际测量结果为0.3mm至-0.7mm，满足型面要求；

安装热防护构件后，扫面热防护构件型面，理论要求为-1mm至1mm，实际测量结果为0.1mm至-0.8mm，热防护构件的型面满足设计要求；

同时采用塞尺等工具对缝隙(缝隙要求：0.2mm至0.5mm)和阶差要求(不允许有逆阶差，顺阶差不大于0.3mm)进行测量，满足装配要求。

通过上述方法，最终完成了某产品热防护结构的精准装配，助力飞行试验的成功，实现了热防护结构装配的精确化。