[发明专利]刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的工装及方法

说明书

本发明涉及热防护材料技术领域，尤其涉及一种刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的工装及方法。该工装包括底板、前延长部、后延长部、多根立柱和至少一个滑动模，立柱的一端垂直连接于底板，前延长部和后延长部分别安装在舱段的前端和后端，滑动模安装在立柱，且能够沿立柱的轴向移动，并能够在径向上进行一定的调整，能够将热防护层的整体轮廓度保证在一定范围内，且能够避开干涉区域，从而避免损坏舱体或热防护层，另外，在套装热防护层的过程中，无需额外的定位工装，即可高效精准将热防护层套接在非封闭等径回转体舱段，且结构简单，操作方便。该方法使用本发明的工装进行辅助安装，实施简便、可操作性强，适用于批量生产。

技术领域

本发明涉及热防护材料技术领域，尤其涉及一种刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的工装及方法。

背景技术

超高声速飞行器在大气层中长时高速巡航时，表面将承受更加严酷的热载荷作用以及气流冲刷作用。

前期飞行器的隔热方案主要是分块制备热防护材料，然后逐块粘接于飞行器表面。该方法存在的问题一方面在于：热防护材料的拼接处，难以避免地产生缝隙，更多的热量将由此传递至飞行器内部，对元器件的正常工作带来隐患；另一方面在于粘接时各块热防护材料均需要对齐、定位，并且对飞行器轮廓度要求高，装配工序复杂、难度大、效率低。

针对分块制备再粘接方案存在的问题，发展出了在舱段上原位成型隔热材料的方法，即：以舱段作为成型模具的阳模，外部套装纤维增强骨架，整体合模于阴模之中，在模腔中注入胶液，固化后得到整体的热防护层。该方法虽避免了分块方案中过多的拼接缝，但仍存在一定的问题：热防护层的制备与舱段冷结构的制备无法并行，必须在冷结构加工完成之后才可以进行热防护层的生产，导致生产效率较低；此外，热防护层制备时，舱段会随胶液共同经历温度、压力变化等，存在一定风险，一旦舱段出现损伤，将严重影响产品的任务进度。

为此，现有技术中会应用一种阴、阳模整体成型刚性热防护材料，，其整体呈刚性，具备轻微变形能力。在理论上可套接于非封闭等径回转体舱段，既可以避免分块方案缝隙多、装配难度大、效率低的问题，也可以避免原位成型方案热防护层与舱体冷结构制备无法并行、舱体有损伤风险的问题。

但非封闭等径回转体舱段，其横截面大体呈“C”型，一般为机加或焊接成型的金属材质，而焊接成型时，轮廓度难以保证，有超差的风险，甚至会造成产品损坏，并且针对等径回转体航舱段，在套接时，热防护层及舱段之间容易发生刮胶现象，如何高效精准将热防护层套接在非封闭等径回转体舱段是当前亟需解决的问题。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明的第一个目的是提供一种刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的工装，用于辅助实现非封闭等径回转体舱段上的刚性热防护层高效套接装配，解决上述背景技术中的至少一个问题。

本发明的第二目的是提供一种刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的方法，实现非封闭等径回转体舱段上的刚性热防护层套接装配，解决上述背景技术中的至少一个问题。

(二)技术方案

为了实现上述第一个目的，第一方面，本发明提供了一种刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的工装，

包括：

底板；

立柱，所述立柱有多根，所述立柱的一端均垂直连接于所述底板；

前延长部，所述前延长部安装在舱段的前端，用于延长所述舱段前端的轴向长度；

后延长部，所述后延长部的一端安装在所述舱段的后端，另一端与所述底板连接，用于延长所述舱段后端的轴向长度；和