[发明专利]细长型燕尾状空气舵前缘成型方法和成型模压模具及专用检具

说明书

技术领域

本发明涉及制导火箭弹空气舵前缘的加工成型和装配技术领域，具体涉及一种细长型燕尾状空气舵前缘成型方法和成型模压模具及专用检具。

背景技术

制导火箭弹具有打击精度高、射程远及成本低等特点，近年来越来越受到广泛的重视和长足的发展。为有效调整和控制弹体的飞行姿态和飞行轨迹，常常采用燃气舵和空气舵两种方式，燃气舵和空气舵的主要区别在于作用的介质不同：燃气舵位于导弹尾部发动机之后，通过改变发动机燃气流来产生改变导弹飞行姿态的侧向控制力；空气舵则位于弹体表面，通过改变空气流来产生改变导弹飞行姿态的侧向控制力。燃气舵一般适用于大角度快速转向飞行的空空导弹和防空导弹以及在大气层外飞行的弹道导弹，空气舵一般适用于短程战术导弹和火箭弹。

从空气舵的工作原理和工作环境分析，其在导弹快速飞行过程中通过舵机控制空气舵的偏摆来调整导弹姿态。空气舵具有空气动力学流线型外形，同时需承受与空气摩擦带来的高温冲击。因此，空气舵结构上一般分为前缘和本体，而前缘位于空气舵的迎风面，其制造质量和安装精度对空气舵发挥调整导弹姿态功能起着非常重要和关键性作用。

目前空气舵采用高硅氧玻璃纤维纱酚醛前缘+钛合金本体铆接的材料体系和结构，其中前缘为细长流线型变截面带燕尾状结构，如何保证其精确加工成型和精密装配要求，是迫切需要解决的问题。

发明内容

本发明的目的就是针对上述不足，提供了一种既能提高前缘制件迎风面的抗烧蚀能力、同时也能保证装配面留极少余量供后续修配满足装配要求的细长型燕尾状空气舵前缘成型方法；

还提供了一种保证前缘制件成型精度高、表观质量好且脱模方便的成型模压模具，以及提供一种能提高前缘制件检测效率、保证前缘装配互换性的专用检具。

为实现上述目的，本发明所设计的细长型燕尾状空气舵前缘成型方法，所述空气舵前缘的迎风面为横截面前端圆弧半径沿长度方向连续递增的空气动力学迎风面，所述空气舵前缘装配面为横截面厚度沿高度方向连续递增的燕尾状结构装配面，所述成型方法包括如下步骤：

1)确定前缘制件模压时的毛坯结构：对需要采用模压成型的前缘制件进行分析，确定动力学迎风面净尺寸成型，动力学迎风面沿长度方向前后两端均留有余量，燕尾状结构装配面单边留有供装配和修配的余量；

2)确定前缘毛坯成型方向：采用高度方向成型；

3)模压成型前缘毛坯：采用高硅氧玻璃纤维纱-酚醛树脂模压成型前缘毛坯；

4)对前缘毛坯的空气动力学迎风面的前后两端进行铣加工形成斜面，并对装配面进行铣加工；

5)将经过步骤4)处理的前缘毛坯进行修配和检测，形成所需的前缘制件。

进一步地，所述步骤5)中，形成的前缘制件所有加工面涂刷厚度均匀的防潮胶，所述防潮胶采用的是环氧树脂和聚氨酯树脂调和的防潮胶。

进一步地，所述步骤1)中，动力学迎风面沿长度方向前后两端均留有4～5mm的余量，燕尾状结构装配面单边留有供装配和修配的0.2～0.3mm余量。

进一步地，所述步骤4)中：前缘毛坯的空气动力学迎风面的前后两端铣加工前采用专用划线样板进行划线，专用划线样板以前缘毛坯后端的圆弧为基准定位划出前缘毛坯前后两端的斜面。

进一步地，所述步骤5)中：检测之前采用砂纸对装配面进行打磨修配，采用边修配边检测的方式，采用专用检具检测时保证前缘与检测各处装配间隙不大于0.2，前缘迎风面与专用检具无逆气流台阶，顺气流台阶不大于0.2。

一种如上述所述成型方法而设计的细长型燕尾状空气舵前缘的成型模压模具，包括下模板、上模板、中模组件及限位块，所述中模组件是由左右对称的中模板对合而成的中模组件，每个中模板包括设置在下模板上的下中模及设置在下中模上的镶块，以及压紧下中模和镶块的上中模，且所述镶块的上表面与所述上中模的上表面平齐，所述限位块衬在所述上中模与所述镶块合模位置处与所述上模板之间。

进一步地，所述成型模压模具沿长度方向两端各设有一套导柱导套定位结构，两套导柱导套定位结构均依次穿过上模板、上中模及下模板。

进一步地，所述两套导柱导套定位结构的直径不相等。

一种如上述所述成型方法而设计的细长型燕尾状空气舵前缘的专用检具，包括检具上板及检具下板，所述检具上板和所述检具下板通过紧固螺钉固定，且所述检具上板与所述检具下板之间留有插入前缘毛坯装配面的间隙。

进一步地，所述专用检具沿长度方向两端各设有一定位销。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：