CN114252010A - 一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法，包括以下步骤：S1、确定激光投影仪与激光跟踪仪安装位置；S2、建立测量坐标系；S3、利用三维建模软件建立由分离弹簧支座、导向环、前端框、后端框、桁条、爆炸螺栓盒组成的工艺模型；S4、在步骤S3中创建好的工艺模型中，选取定位基准；S5、利用激光投影仪将分离弹簧支座和导向环的轮廓线分别投影到舱段外表面上进行粗定位S6、架下用辅助工装定位导向环；S7、利用激光跟踪仪测量并找正分离弹簧支座与导向环的精确位置。本发明减少产品对工装的依赖，提高功能组件定位精度，实现功能组件高质高效的装配。

Description

一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法

技术领域

本发明属于运载火箭领域，尤其是涉及一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法。

背景技术

运载火箭舱段零件定位精度较低时，可采用手工划线进行定位。分离弹簧支座和导向环是涉及火箭分离和影响箭体飞行姿态的功能组件，通常要求具备较高的装配精度要求，手工划线装配难以保证设计尺寸要求，需依靠工装或样板进行定位。运载火箭功能组件种类和数量繁多，为适应不同的发射任务，产品技术状态变更频繁，大型工装很难在短时间内返修完并投入使用，需采用新型的装配方式解决功能组件精度高依赖工装定位的技术短板，以确保型号任务的顺利推进。以某型号运载火箭前级间段产品为例，该产品为锥形结构，舱段外侧共装配四组分离弹簧支座和导向环，分离弹簧支座处承受弹簧分离力作用，分离弹簧支座和导向环间共装配四根弹簧作为分离能源，因局部载荷较大，前级间段要实现二子级与一子级的分离操作，图纸要求分离弹簧支座Φ20孔与导向环Φ26孔的同轴度小于0.1mm，分离弹簧支座、导向环与壳体的垂直度均小于0.1mm，导向环下端面与前端框对接面的轴向定位高度为40±0.3mm，分离弹簧支座上端面距离前端框对接面为808±0.3mm；其次舱段内侧分布两个速率陀螺支架，设计图纸要求速率陀螺支架的仪器安装面与飞行方向平行，与象限的夹角偏差不大于±10′，如图1所示，

分离弹簧支座与导向环的装配精度影响箭体飞行的姿态，是二子级与一子级顺利分离的重要连接件。壳段大面积铆接后，在型架上用分离弹簧定位杆定位分离弹簧支座和导向环，用弓形夹固紧分离弹簧支座和桁条立筋，同时用弓形夹固紧导向环和定位杆，分别由分离弹簧支座和导向环向壳体透孔、螺接。速率陀螺支架用于固定测量角速度的陀螺仪，并调整箭体姿态在预定轨道飞行。目前分离弹簧支座、导向环及速率陀螺支架的装配受限于工人的操作水平和经验制约，装配后精度较低，操作难度大，难以获得较好的装配质量。

目前运载火箭功能组件的定位及装配主要存在以下问题：1、功能组件装配方法落后，现役型号舱段产品当功能组件的定位精度较高时，为保证箭体飞行的可靠性，目前多采用工装或样板进行保证。因采用新工艺很难通过飞行进行验证，其新工艺的安全性和可靠性均存在风险，当替代方案不成熟或有疏漏时，将影响箭体的顺利飞行。因此目前高精度的功能组件装配方法仍较为单一，主要依赖于工装的定位，装配方法较为落后。2、难以适应多种类小批量柔性装配需求，当功能组件定位尺寸调整后，工装返修难度大，返修周期长。分离弹簧支座定位杆的衬套需装配在铆接型架的凸台厚区，当分离弹簧支座定位孔的分布圆发生更改后，需对工装上盖的薄区进行“补强”，即在工装上盖的上方需要新增设一块材料，形成新的凸台方可满足分离弹簧支座和导向环的定位精度。分离弹簧支座和导向环的安装精度均较高，壳段本身存在锥度，工装上盖的补强要求增大了型架的返修难度。3、装配精度较低，通过对分离弹簧支座和导向环的装配尺寸进行统计发现，各象限间的分离弹簧支座和导向环出现超差，具体超差情况见表。

针对功能组件因精度较高依赖工装定位的问题，需要探索新型的数字化装配方法以满足运载火箭功能组件的高精度装配。运载火箭舱段功能组件：用于安装分离弹簧、速率陀螺、加速度表等涉及火箭分离、姿态测量仪器的机械结构组件，通常要求具备较高的装配精度要求。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法，以减少产品对工装的依赖，提高功能组件定位精度，实现功能组件高质高效的装配。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法，包括以下步骤：

S1、确定激光投影仪与激光跟踪仪安装位置；

S2、通过激光跟踪仪采集舱段本体上端面拟合成基准面M，采集舱段本体的爆炸螺栓盒Φ26孔，拟合成基准圆N，基准圆N的圆心与基准圆N一象限圆心拟合成直线L，以基准面M、基准圆N与直线L建立测量坐标系；

S3、利用三维建模软件建立由分离弹簧支座、导向环、前端框、后端框、桁条、爆炸螺栓盒组成的舱段模型；

S4、在步骤S3中创建完成的舱段模型中，选取若干分离弹簧支座Φ20孔作为测量基准；

S5、利用激光投影仪将分离弹簧支座和导向环的轮廓线投影到舱段本体上进行粗定位；

S6、架下用辅助工装定位导向环；

S7、利用激光跟踪仪测量并找正分离弹簧支座和导向环的精确位置。

进一步的，舱段本体和舱段模型结构相同，舱段本体包括前端框、后端框、桁条、爆炸螺栓盒、分离弹簧支座和导向环，前端框所在的面作为前端面，前端框下方设有爆炸螺栓盒，导向环与前端框径向连接，分离弹簧支座连接至两个桁条之间；导向环设有Φ26孔，分离弹簧支座设有Φ20孔，Φ26孔和Φ20孔同轴。

进一步的，步骤S1中，激光投影仪和激光跟踪仪之间的距离不超过5mm，二者的俯仰角均不大于±45°，且舱段的前端框形成的上端面、分离弹簧支座和导向环均在激光投影仪和激光跟踪仪的视场内。

进一步的，辅助工装包括定位头、定位块和手柄，定位头通过定位块连接至手柄的一端，定位头设置在定位块的中部，且定位头的横截面积小于定位块的横截面积，定位头与导向环的Φ26孔对应。

进一步的，S2中爆炸螺栓盒Φ26孔放入激光投影设备的投影基准球，测量基准孔补偿值，基准孔为分离弹簧支座的Φ20孔，包括以下步骤：

a、获取激光跟踪仪的标准反射球，放入分离弹簧支座的Φ20孔中，标准反射球的球心坐标作为Z1，

b、标准反射球在分离弹簧支座的Φ20孔直径为3cm的范围内，且在前端面的任意一点作为球心坐标Z2，补偿值＝Z1-(Z2-19.05)。

进一步的，S7中，使用激光跟踪仪分别测量分离弹簧支座和导向环中心位置，对比理论值，不满足设计指标要求检查支座的偏移情况，采用激光跟踪仪进行微调，精确找正位置后，用热熔胶固定分离弹簧支座和导向环，随后用弓形夹固紧，热熔胶固化后进行后续的钻孔、螺接工作。

相对于现有技术，本发明所述的一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法具有以下优势：

(1)本发明一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法，三维数模的光学辅助柔性定位方法可以解决功能组件依赖工装进行架上定位的问题，适用于因产品技术状态变更频繁导致的工装不能及时到位影响产品交付的情况，不仅能提高生产效率，而且在定位过程中检测设备直接参与，从生产过程中对产品质量进行了保证，并且定位精度高于一般定位工装。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例分离弹簧支座和导向环装配示意图；

图2为本发明实施例壳体象限孔示意图；

图3为本发明实施例壳体辅助工装结构示意图；

图4为本发明实施例壳体辅助工装使用示意图；

图5为本发明实施例舱段示意图；

图6为本发明实施例图5舱段导向环和分离弹簧支座部分放大图；

图7为本发明实施例补偿值示意图。

附图标记说明：

1、分离弹簧支座；2、导向环；3、前端框；4、后端框；5、桁条；6、爆炸螺栓盒；7、象限孔；8、辅助工装；81、定位头；82、定位块；83、手柄。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法，包括以下步骤：

S1、确定激光投影仪与激光跟踪仪安装位置；将舱段本体放置在激光投影仪和激光跟踪仪的视场内，使激光投影仪和激光跟踪仪可以对舱段本体上端面，分离弹簧支座1和导向环2进行扫描，

S2、通过激光跟踪仪采集舱段本体上端面拟合成基准面M，采集舱段本体的爆炸螺栓盒6Φ26孔，拟合成基准圆N，基准圆N的圆心与基准圆N一象限圆心拟合成直线L，以基准面M、基准圆N与直线L建立测量坐标系；

S3、利用三维建模软件建立由分离弹簧支座1、导向环2、前端框3、后端框4、桁条5、爆炸螺栓盒6组成的舱段模型；

S4、在步骤S3中创建完成的舱段模型中，选取若干分离弹簧支座1Φ20孔作为测量基准；

S5、利用激光投影仪将分离弹簧支座1和导向环2的轮廓线投影到舱段本体上进行粗定位；

S6、架下用辅助工装8定位导向环2；

S7、利用激光跟踪仪测量并找正分离弹簧支座1和导向环2的精确位置。

优选的，舱段本体和舱段模型结构相同，舱段本体包括前端框3、后端框4、桁条5、爆炸螺栓盒6、分离弹簧支座1和导向环2，前端框3所在的面作为前端面，前端框3下方设有爆炸螺栓盒6，导向环2与前端框3径向连接，分离弹簧支座1连接至两个桁条5之间；导向环2设有Φ26孔，分离弹簧支座1设有Φ20孔，Φ26孔和Φ20孔同轴。

优选的，步骤S1中，激光投影仪和激光跟踪仪之间的距离不超过5mm，二者的俯仰角均不大于±45°，且舱段的前端框3形成的上端面、分离弹簧支座1和导向环2均在激光投影仪和激光跟踪仪的视场内，由于激光投影仪和激光跟踪仪视角倾斜设置，扫描舱段本体存在盲区，每完成一组分离弹簧支座1和导向环2的装配后，激光投影仪和激光跟踪仪的位置不改变，起吊并旋转产品，将产品旋转至设备的视场内，进行下一组分离弹簧支座1和导向环2的装配，重复上述操作，直至完成四组分离弹簧支座1和导向环2的装配。

优选的，辅助工装8包括定位头81、定位块82和手柄83，定位头81通过定位块82连接至手柄83的一端，定位头81设置在定位块82的中部，且定位头81的横截面积小于定位块82的横截面积，定位头81与导向环2的Φ26孔对应，使用时，定位头81插入导向环2Φ26孔中，手柄83与前端框3接触，并通过弓形夹将手柄83和前端框3进行夹紧，确定位置不变，辅助工装8的作用是保证导向环2Φ26孔与前端框3的对接孔同轴，同时保证导向环2下表面至前端面的距离为40±0.3mm，如图4所示；

优选的，S2中爆炸螺栓盒6Φ26孔放入激光投影设备的投影基准球，测量基准孔补偿值，基准孔为分离弹簧支座1的Φ20孔，由于前端框3及其爆炸螺栓盒6的Φ26孔为机加制造，精度度高、刚性较好，因此选取若干前端框3爆炸螺栓盒6Φ26孔与前端框3面作为定位基准，包括以下步骤：

a、获取激光跟踪仪的标准反射球，放入分离弹簧支座1的Φ20孔中，标准反射球的球心坐标作为Z1，

b、标准反射球在分离弹簧支座1的Φ20孔直径为3cm的范围内，且在前端面的任意一点作为球心坐标Z2，补偿值＝Z1-(Z2-19.05)。

使用激光跟踪仪采集前端框3平面与分离弹簧支座1平面上的Φ20孔坐标并建立激光跟踪仪测量坐标系。将激光投影设备的投影基准球放入爆炸螺栓盒6的Φ26孔内，因激光投影设备基准对齐时需将投影基准球球心到前端框3的实际距离(测量位置不超过基准孔附近3cm)，同时由于基准孔径存在加工误差，因此需要分别测量其补偿值，补偿值计算方式为获取将激光跟踪仪的标准反射球(与投影基准球直径一致均为38.1mm)放入分离弹簧支座1Φ20孔(基准孔)后其球心坐标Z1和标准反射球(直径38.1mm)在此分离弹簧支座1Φ20孔附近3cm范围内前端框3面上任一位置点的球心坐标Z2，补偿值＝Z1-(Z2-19.05)给予激光投影设备作为投影基准的补偿参数，如图7所示。然后调整曝光参数，在激光投影设备中分别选择分离弹簧支座1和导向环2轮廓线并将其投影到蒙皮，外表面，导向环2用自制的工装定位于前端框3上，蒙皮为舱段的侧面；

优选的，S7中，使用激光跟踪仪分别测量分离弹簧支座1和导向环2中心位置，对比理论值，不满足设计指标要求检查支座的偏移情况，采用激光跟踪仪进行微调，精确找正位置后，用热熔胶固定分离弹簧支座1和导向环2，随后用弓形夹固紧，热熔胶固化后进行后续的钻孔、螺接工作。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法，其特征在于：包括以下步骤：

S1、确定激光投影仪与激光跟踪仪安装位置；

S2、通过激光跟踪仪采集舱段本体上端面拟合成基准面M，采集舱段本体的爆炸螺栓盒Φ26孔，拟合成基准圆N，基准圆N的圆心与基准圆N一象限圆心拟合成直线L，以基准面M、基准圆N与直线L建立测量坐标系；

S3、利用三维建模软件建立由分离弹簧支座、导向环、前端框、后端框、桁条、爆炸螺栓盒组成的舱段模型；

S4、在步骤S3中创建完成的舱段模型中，选取若干分离弹簧支座Φ20孔作为测量基准；

S5、利用激光投影仪将分离弹簧支座和导向环的轮廓线投影到舱段本体上进行粗定位；

S6、架下用辅助工装定位导向环；

S7、利用激光跟踪仪测量并找正分离弹簧支座和导向环的精确位置。

2.根据权利要求1所述的一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法，其特征在于：舱段本体和舱段模型结构相同，舱段本体包括前端框、后端框、桁条、爆炸螺栓盒、分离弹簧支座和导向环，前端框所在的面作为前端面，前端框下方设有爆炸螺栓盒，导向环与前端框径向连接，分离弹簧支座连接至两个桁条之间；导向环设有Φ26孔，分离弹簧支座设有Φ20孔，Φ26孔和Φ20孔同轴。

3.根据权利要求1所述的一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法，其特征在于：步骤S1中，激光投影仪和激光跟踪仪之间的距离不超过5mm，二者的俯仰角均不大于±45°，且舱段的前端框形成的上端面、分离弹簧支座和导向环均在激光投影仪和激光跟踪仪的视场内。

4.根据权利要求1所述的一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法，其特征在于：辅助工装包括定位头、定位块和手柄，定位头通过定位块连接至手柄的一端，定位头设置在定位块的中部，且定位头的横截面积小于定位块的横截面积，定位头与导向环的Φ26孔对应。

5.根据权利要求1所述的一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法，其特征在于：S2中爆炸螺栓盒Φ26孔放入激光投影设备的投影基准球，测量基准孔补偿值，基准孔为分离弹簧支座的Φ20孔，包括以下步骤：

a、获取激光跟踪仪的标准反射球，放入分离弹簧支座的Φ20孔中，标准反射球的球心坐标作为Z1，

b、标准反射球在分离弹簧支座的Φ20孔直径为3cm的范围内，且在前端面的任意一点作为球心坐标Z2，补偿值＝Z1-(Z2-19.05)。

6.根据权利要求1所述的一种运载火箭舱段功能组件高精度柔性协调装配方法，其特征在于：S7中，使用激光跟踪仪分别测量分离弹簧支座和导向环中心位置，对比理论值，不满足设计指标要求检查支座的偏移情况，采用激光跟踪仪进行微调，精确找正位置后，用热熔胶固定分离弹簧支座和导向环，随后用弓形夹固紧，热熔胶固化后进行后续的钻孔、螺接工作。

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