[发明专利]一种飞行器装配全轴向热防护构件的装配方法

说明书

本发明公开了一种飞行器装配全轴向热防护构件的装配方法，包括以下步骤：在安装热防护构件之前扫面舱体型面、确定热防护构件的装配顺序和关系、将飞行器装配到翻转工装、根据相邻两块热防护构件之间的理论缝隙设计限位块、根据装配顺序依次安装热防护构件；本发明实现了热防护构件的准确定位、粘接环节，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。

技术领域

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。

发明内容

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：