CN113626932B - 一种消除阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种消除阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法，包括：对冷承载结构进行区域划分，获取第一区域与第二区域，并在第一区域进行单元防热构件铺贴；然后对冷承载结构进行三维外形扫描，构建虚实映射仿真模型，基于虚实映射仿真模型对第二区域单元防热构件的铺贴进行模拟，基于模拟结果，将第二区域分为第一区间与第二区间，对第一区间进行单元防热构件铺贴，然后再次对冷承载结构进行三维外形扫描，通过曲率过渡原则对单元防热构件进行曲面重构，使用重构后的单元防热构件对第二区间进行铺贴，完成阵列防热结构装配。本发明消除单元防热构件铺贴过程中所引起的误差累积效应，提高了铺贴的精确性，提高单元防热构件铺贴效率。

Description

一种消除阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法

技术领域

本发明涉及热防护结构粘接装配工艺领域，尤其涉及一种消除阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法。

背景技术

高超声速飞行器在进入大气层的过程中，高速气体与高超声速飞行器外表面摩擦产生大量的热量，导致高超声速飞行器表面温度急速升高。为了确保飞行器的安全，保证飞行器内部冷承载结构，需采用阵列防热结构对飞行器进行保护。阵列热防护结构是应用于高超声速飞行器的一种可重复使用的热防护系统，以阵列的形式铺贴于机体表面，面形轮廓度要求较高，单元防热构件间缝隙既可给单块构件的热膨胀变形预留空间，也可协调构件间的受载变形，因此需要其定位准确，间隔相等，曲率连续等。

单元防热构件粘接定位的传统方式，是采用人工划线的方式为构件定位，通过定位器将其铺贴在相应的位置上，由于冷承载结构的制造偏差过大，且铺贴时受累计误差的影响，往往无法保证各构件间的间隙阶差。

目前一些先进技术部门采用虚拟装配技术对单元防热构件进行预装配。常规的阵列防热结构虚拟装配通常为全机虚拟装配及分区域虚拟装配两种方式。全机虚拟装配是基于冷承载结构实际外形数据，将全机单元防热构件与冷承载结构进行装配，由于数据量较大，往往会出现程序无法计算、实现难度较大的问题。分区域虚拟装配，通常是将飞行器表面划分为若干区域，对各区域内的单元防热构件进行虚拟装配，由于机身表面面积非常大，而且各处形状不同，各区域的连接处不可避免的会出现微凸、台阶、缝隙等过渡区域。使得热防护组件装配过程中的间隙、阶差无法满足设计要求，进而严重影响飞行器飞行安全。

发明内容

本发明针对上述现有技术所存在的问题，提出基于曲率设计的方式，消除阵列防热结构铺贴过程中的累积误差，控制区域间间隙阶差，提供一种消除高超声速飞行器阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法，包括以下步骤：

采集飞行器各部件结构特征，基于所述飞行器各部件结构特征对冷承载结构进行区域划分，获取第一区域与第二区域，并在所述第一区域进行单元防热构件铺贴；

在所述第一区域进行单元防热构件铺贴后，对所述冷承载结构进行三维外形扫描，获取第一点云数据；

基于所述第一点云数据，构建虚实映射仿真模型，基于所述虚实映射仿真模型对所述第二区域单元防热构件的铺贴进行模拟，基于模拟结果，将所述第二区域分为第一区间与第二区间，对所述第一区间进行单元防热构件铺贴，在对所述第一区间进行单元防热构件铺贴后，对所述冷承载结构进行三维外形扫描，获取第二点云数据；

基于所述第二点云数据及曲率过渡原则对单元防热构件进行曲面重构，基于曲面重构后的单元防热构件对所述第二区间进行铺贴，完成阵列防热结构装配。

优选的，所述飞行器各部件结构特性包括但不限于飞行器开口位置、构件形状、功能。

优选的，对所述第一区域进行单元防热构件铺贴的精度要求包括：单元防热构件之间间隙为a±n，单元防热构件之间阶差为b±m，其中，a为设定间隙，n为间隙公差，b为设定阶差，m为阶差公差。

优选的，基于模拟结果，将所述第二区域分为第一区间与第二区间具体步骤为：

在所述虚实映射仿真模型中，基于所述第二区域对单元防热构件进行位置约束，当位置约束完成后，对所述第二区域进行单元防热构件铺贴模拟，在对所述第二区域单元防热构件铺贴模拟后，基于精度要求，将所述第二区域划分为所述第一区间及所述第二区间。

优选的，所述位置约束包括：相合约束和定位约束；

相合约束为对单元防热构件与冷承载结构的相重合位置约束：G1≤±p,p<m；其中，G1为单元防热构件与冷承载结构的间隙，p为单元防热构件与冷承载结构的设定间隙，m为阶差公差；

定位约束为模拟铺贴的单元防热构件与已铺贴的单元防热构件之间的定位位置约束：a-n≤G2≤a+n，其中，G2为模拟铺贴的单元防热构件与已铺贴的单元防热构件之间间隙，a为设定间隙，n为构件间隙公差。

优选的，基于第二点云数据及曲率过渡原则对单元防热构件进行曲面重构，具体步骤包括：

对所述第二点云数据进行预处理；

基于所述第二区间的区间形状，采用最小二乘法对单元防热构件进行侧曲面重构，获取重构侧曲面；

将预处理后的第二点云数据与所述重构侧曲面进行一致性检测，获取一致性检测结果，基于一致性检测结果对所述重构侧曲面进行优化调整，获取优化重构侧曲面；

基于所述第二点云数据，通过曲率过渡原则对单元防热构件进行上曲面重构，获取重构上曲面，基于所述优化重构侧曲面及所述重构上曲面进行优化计算，获取重构单元防热构件外形数据；

基于所述重构防热构件外形数据对所述单元防热构件进行更新。

优选的，对所述第二点云数据进行预处理具体包括但不限于噪音剔除及点云数据修复。

优选的，通过曲率过渡原则进行上曲面重构，获取重构上曲面实现过程为：

构建三维空间，基于第二点云数据，在三维空间中设置(g+1)×(h+1)个控制点，基于控制点，构建r×t次参数曲面：

其中，i＝0,1,.....g,j＝0,1,....h，g为节点矢量U方向的控制点数目，h为节点矢量V方向的控制点数目，i，j为变量参数，u，v为两个互相独立的节点参数，r为曲面在节点矢量U方向上的次数，t为曲面在节点矢量V方向上的次数，ω为权重系数，P_i,j为控制顶点(双向控制网格)，N_i,r(u)为节点矢量U上的r次B样条基，N_j,t(v)为节点矢量V上的t次B样条基，

V＝[v₀,v₁,......v_h+t+1]，S(u,v)为NURBS参数曲面。

本发明具有如下的效果：

本发明技术方案中构建虚拟仿真映射模型，通过虚实结合的方式，基于飞行器冷承载结构及点云数据，在虚拟空间中建立约束关系，进行区域间单元防热构件的虚拟装配优化，确保高超声速飞行器热防护系统结构铺贴的精确性，提高单元防热构件铺贴效率，具有较高的可操作性。

对于不符合精度要求的区域，采用基于曲率过渡原则的高精度曲面重构技术，将实际工艺与模型设计有效结合，消除单元防热构件铺贴过程中所引起的误差累积效应，保障构件间间隙阶差符合设计要求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1本发明实施例提供的消除单元防热构件累积误差方法流程图；

图2为本发明实施例提供的飞行器冷承载结构示意图，其中，1-第一区域，2-第二区域，3-定位卡板；

图3本发明实施例提供的虚拟装配方法流程图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为了解决热防护组件装配过程中的间隙、阶差无法满足设计要求问题，本发明提供了如下方案：

如图1所述，本发明公开了一种消除阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法，包括以下步骤：

采集飞行器各部件结构特征，基于飞行器各部件结构特征对冷承载结构进行区域划分，获取第一区域与第二区域，并在所述第一区域进行单元防热构件铺贴；

飞行器各部件结构特性包括但不限于飞行器开口位置、构件形状、功能。对第一区域进行单元防热构件铺贴的精度要求包括：单元防热构件之间间隙为a±n，单元防热构件之间阶差为b±m，a为设定间隙，n为间隙公差，b为设定阶差，m为阶差公差。

进一步的，如图2所示，所述第一区域进行单元防热构件铺贴具体过程包括：基于所述第一区域的边界，设计定位卡板，将所述定位卡板安装在第一区域，基于安装后的定位卡板，首先对第一区域内边角位置进行单元防热构件铺贴，然后基于边角位置的单元防热构件及定位卡板，对其余单元防热构件进行横向及纵向的定位铺贴，同时保证铺贴过程中，所述单元防热构件符合精度要求；

将所述定位卡板安装在第一区域时，采用激光高精度定位技术，基于全飞行器基准点，通过激光跟踪测量系统，建立全飞行器坐标系，对所述定位卡板进行激光高精度定位，将所述定位卡板安装在各区域边界处，确保定位卡板安装位置准确。

在所述第一区域进行单元防热构件铺贴后，对所述冷承载结构进行三维外形扫描，获取第一点云数据；

进一步的，等到所述第一区域内的单元防热构件粘接牢固时，即待胶液固化后，拆除所述定位卡板，采用激光扫描技术对所述第一区域内单元防热构件粘接牢固的所述冷承载结构表面进行三维外形扫描，获取飞行器外表面三维点云数据，即第一点云数据。

如图3所示，基于所述第一点云数据，构建虚实映射仿真模型，基于所述虚实映射仿真模型对所述第二区域单元防热构件的铺贴进行模拟，基于模拟结果，将所述第二区域分为第一区间与第二区间，对第一区间进行单元防热构件铺贴，在对所述第一区间进行单元防热构件铺贴后，对所述冷承载结构进行三维外形扫描，获取第二点云数据；

进一步的，基于所述第一点云数据，采用点云数据处理软件对点云数据进行处理，并生成飞行器3D虚实映射仿真模型，基于虚实映射仿真模型对所述第二区域单元防热构件的铺贴进行模拟，铺贴模拟过程中进行位置约束，并进行单元防热构件虚拟装配优化定位。

所述位置约束的包括：相合约束和定位约束；

相合约束为对单元防热构件与冷承载结构的相重合位置约束：G1≤±p,p<m；其中，G1为单元防热构件与冷承载结构的间隙，述p为单元防热构件与冷承载结构的设定间隙，m为阶差公差；

定位约束为模拟铺贴的单元防热构件与已铺贴的单元防热构件之间的定位位置约束：a-n≤G2≤a+n，其中，G2为模拟铺贴的单元防热构件与已铺贴的单元防热构件之间间隙，a为设定间隙，n为构件间隙公差。

在所述虚实映射仿真模型中，基于所述第二区域对单元防热构件进行位置约束，当位置约束完成后，对所述第二区域进行单元防热构件铺贴模拟，在对所述第二区域单元防热构件铺贴模拟后，基于精度要求，将第二区域划分为第一区间及第二区间。

进一步的，进行单元防热构件虚拟装配优化定位包括，判断铺贴模拟过程中，模拟铺贴的单元防热构件是否符合精度要求，若不符合，则先对模拟铺贴的单元防热构件再次进行位置约束，并制定虚拟装配方案，对单元防热构件进行位姿调整，再次进行铺贴模拟，判断铺贴模拟结果是否符合精度要求，对于所述第二区域内模拟结果精度要求不符合的区间，划分为所述第二区间，对于所述第二区域内模拟结果精度要求符合的区间，划分为所述第一区间，同时获取所述第一区间内的虚拟装配优化结果。

基于虚拟装配优化结果对第一区间进行单元防热构件激光高精度定位铺贴，基于全机坐标系及激光跟踪测量系统，指导优化装配后的热防护单元件定位铺贴。基于上述步骤的冷承载结构，再次进行激光扫描，获取第二点云数据

基于第二点云数据及曲率过渡原则对单元防热构件进行曲面重构，基于曲面重构后的单元防热构件对所述第二区间进行铺贴，完成阵列防热结构铺贴。

基于第二点云数据及曲率过渡原则对单元防热构件进行曲面重构，具体步骤包括：对所述第二点云数据进行预处理；对所述第二点云数据进行预处理具体包括但不限于噪音剔除及点云数据修复。基于第二区间的外形结构，采用最小二乘法对单元防热构件进行侧曲面重构，获取重构侧曲面；将预处理后的第二点云数据与重构侧曲面进行一致性检测，获取一致性检测结果，基于一致性检测结果对重构侧曲面进行优化调整，获取优化重构侧曲面；基于所述第二点云数据，基于曲率过渡原则对单元防热构件进行上曲面重构；

通过曲率过渡原则进行上曲面重构，获取重构上曲面实现过程为：构建三维空间，基于第二点云数据，在三维空间中设置(g+1)×(h+1)个控制点，基于控制点，构建r×t次参数曲面：

其中，i＝0,1,.....g,j＝0,1,....h，g为节点矢量U方向的控制点数目，h为节点矢量V方向的控制点数目，i，j为变量参数，u，v为两个互相独立的节点参数，r为曲面在节点矢量U方向上的次数，t为曲面在节点矢量V方向上的次数，ω_i，j为权重系数，P_i,j为控制顶点，N_i,r(u)为节点矢量U上的r次B样条基，N_j,t(v)为节点矢量V上的t次B样条基，

V＝[v₀,v₁,......v_h+t+1]，S(u,v)为NURBS参数曲面。此方法可以精确地表达二次规则曲线曲面，且NURBS方法具有可影响曲面曲线形状的权因子，使曲面形状更宜于控制与实现。

基于上述原则对通过第二点云数据构建的虚拟仿真模型中已铺贴的相邻区间单元防热构件上表面进行曲面重构，对于需要重新进行单元防热构件设计的部分进行曲率延伸，得到所需重构的单元防热构件上表面，即重构上曲面，获取重构上曲面，基于优化重构侧曲面及重构上曲面进行优化计算，获取重构单元防热构件外形数据；基于所述重构防热构件外形数据获取所述单元防热构件。将上述重构后得到的外形面根据理论间隙阶差进行优化调整，使曲面重构后的单元防热构件与构件的间隙为a±n。将重构单元防热构件铺贴在对应第二区间内，等到粘贴牢固，对整体进行精度测量，对不符合精度的地方进行局部调整，保证测量精度在精度要求之内，完成消除阵列防热结构累积误差装配。

本发明技术方案中构建虚拟仿真映射模型，通过虚实结合的方式，基于飞行器冷承载结构及点云数据，在虚拟空间中建立约束关系，进行区域间单元防热构件的虚拟装配优化，确保高超声速飞行器热防护系统结构铺贴的精确性，提高单元防热构件铺贴效率，具有较高的可操作性。

对于不符合精度要求的区域，采用基于曲率过渡原则的高精度曲面重构技术，将实际工艺与模型设计有效结合，消除单元防热构件铺贴过程中所引起的误差累积效应，保障构件间间隙阶差符合设计要求。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (7)

1.一种消除阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法，其特征在于，包括以下步骤：

采集飞行器各部件结构特征，基于所述飞行器各部件结构特征对冷承载结构进行区域划分，获取第一区域与第二区域，并在所述第一区域进行单元防热构件铺贴；

在所述第一区域进行单元防热构件铺贴后，对所述冷承载结构进行三维外形扫描，获取第一点云数据；

基于所述第一点云数据，构建虚实映射仿真模型，基于所述虚实映射仿真模型对所述第二区域单元防热构件的铺贴进行模拟，基于模拟结果，将所述第二区域分为第一区间与第二区间，对所述第一区间进行单元防热构件铺贴，在对所述第一区间进行单元防热构件铺贴后，对所述冷承载结构进行三维外形扫描，获取第二点云数据；

基于所述第二点云数据及曲率过渡原则对单元防热构件进行曲面重构，基于曲面重构后的单元防热构件对所述第二区间进行铺贴，完成阵列防热结构装配；

基于模拟结果，将所述第二区域分为第一区间与第二区间具体步骤为：

在所述虚实映射仿真模型中，基于所述第二区域对单元防热构件进行位置约束，当位置约束完成后，对所述第二区域进行单元防热构件铺贴模拟，在对所述第二区域单元防热构件铺贴模拟后，基于精度要求，将所述第二区域划分为所述第一区间及所述第二区间。

2.根据权利要求1所述一种消除阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法，其特征在于：

所述飞行器各部件结构特性包括但不限于飞行器开口位置、构件形状、功能。

3.根据权利要求1所述一种消除阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法，其特征在于：

对所述第一区域进行单元防热构件铺贴的精度要求包括：单元防热构件之间间隙为a±n，单元防热构件之间阶差为b±m，其中，a为设定间隙，n为间隙公差，b为设定阶差，m为阶差公差。

4.根据权利要求1所述消除阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法，其特征在于：

所述位置约束包括：相合约束和定位约束；

所述相合约束为对单元防热构件与冷承载结构的相重合位置约束：G1≤±p,p<m；其中，G1为单元防热构件与冷承载结构的间隙，p为单元防热构件与冷承载结构的设定间隙，m为阶差公差；

所述定位约束为模拟铺贴的单元防热构件与已铺贴的单元防热构件之间的定位位置约束：a-n≤G2≤a+n，其中，G2为模拟铺贴的单元防热构件与已铺贴的单元防热构件之间间隙，a为设定间隙，n为构件间隙公差。

5.根据权利要求1所述消除阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法，其特征在于：

基于所述第二点云数据及曲率过渡原则对单元防热构件进行曲面重构，具体步骤包括：

对所述第二点云数据进行预处理；

基于所述第二区间的区间形状，采用最小二乘法对单元防热构件进行侧曲面重构，获取重构侧曲面；

将预处理后的第二点云数据与所述重构侧曲面进行一致性检测，获取一致性检测结果，基于一致性检测结果对所述重构侧曲面进行优化调整，获取优化重构侧曲面；

基于所述第二点云数据，通过曲率过渡原则对单元防热构件进行上曲面重构，获取重构上曲面，基于所述优化重构侧曲面及所述重构上曲面进行优化计算，获取重构单元防热构件外形数据；

基于所述重构单元防热构件外形数据对所述单元防热构件进行更新。

6.根据权利要求5所述消除阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法，其特征在于：

对所述第二点云数据进行预处理具体包括但不限于噪音剔除及点云数据修复。

7.根据权利要求5所述消除阵列防热结构铺贴累积误差的装配方法，其特征在于：

通过曲率过渡原则进行上曲面重构，获取重构上曲面实现过程为：

构建三维空间，基于第二点云数据，在三维空间中设置(g+1)×(h+1)个控制点，基于控制点，构建r×t次参数曲面：

其中，i＝0,1,.....g,j＝0,1,....h，g为节点矢量U方向的控制点数目，h为节点矢量V方向的控制点数目，i，j为变量参数，u，v为两个互相独立的节点参数，r为曲面在节点矢量U方向上的次数，t为曲面在节点矢量V方向上的次数，ω_i,j为权重系数，P_i,j为控制顶点，N_i,r(u)为节点矢量U上的r次B样条基，N_j,t(v)为节点矢量V上的t次B样条基，

V＝[v₀,v₁,......v_h+t+1]，S(u,v)为NURBS参数曲面。

Images