一种飞行器舱体与整流罩的适应性密封方法及一种飞行器与流程

1.本技术涉及飞行器技术领域，具体涉及一种飞行器舱体与整流罩的适应性密封方法及一种飞行器。


背景技术：

2.目前，飞行器前部设计有整流罩结构，可维持气动外形减小飞行阻力，同时为其他舱体提供良好的热力环境，必要时需可靠分离。
3.在现有技术中，飞行器舱体防热层为保证其抗气流冲刷及烧蚀性能，为净尺寸成型结构，轮廓度较难保证，整流罩由大尺寸的异型复合材料制成，其轮廓度也较难保证，两者贴合部位必然存在不等厚的间隙。现有技术为了解决间隙问题，一般是通过提高加工精度，来提高轮廓度，降低间隙。


技术实现要素：

4.针对现有技术中存在的缺陷，本技术的目的在于提供一种飞行器舱体与整流罩的适应性密封方法及一种飞行器，可以形成与间隙相同形状大小的涂层，保证密封效果。
5.为达到以上目的，一方面，采取的技术方案是：
6.本技术提供一种飞行器舱体与整流罩的适应性密封方法，包括如下步骤：
7.提供嵌入件，所述嵌入件满足：利用所述嵌入件紧固所述飞行器舱体和整流罩时，飞行器舱体和整流罩之间可以形成大小为设定值的贴合间隙；
8.在飞行器舱体上覆盖脱模布；
9.对整流罩的待喷涂区域进行喷涂，以形成预固化的第一涂层，所述第一涂层的厚度不小于所述设定值；
10.利用所述嵌入件，紧固所述飞行器舱体和整流罩，以使所述第一涂层填充于贴合间隙，并得到第二涂层；
11.对第二涂层进行固化，拆除脱模布。
12.优选的，在得到第二涂层之后，且在对第二涂层进行固化之前，所述方法还包括如下步骤：
13.清除掉所述第一涂层溢出所述待喷涂区域的部分。
14.优选的，所述拆除脱模布，包括以下步骤：
15.拆除嵌入件，分离飞行器舱体和整流罩；
16.取下脱模布；
17.再次利用嵌入件将飞行器舱体和整流罩紧固。
18.优选的，在取下脱模布之后，且在再次利用嵌入件将飞行器舱体和整流罩紧固之前，所述方法还包括如下步骤：
19.对第二涂层表面进行打磨，直至其粗糙度达到预设粗糙度。
20.优选的，所述飞行器舱体表面开设有限位凹槽，所述整流罩表面对应位置开设有
定位凹槽；
21.利用所述嵌入件，紧固所述飞行器舱体和整流罩时，包括如下步骤：
22.将嵌入件穿过定位凹槽，并且与限位凹槽螺纹连接。
23.优选的，所述定位凹槽内壁贴设有保护层。
24.优选的，在提供嵌入件前，还包括如下步骤：
25.所述整流罩待喷涂区域表面开设多个用于增强粘附力的喷涂凹槽。
26.优选的，所述喷涂凹槽截面为v字型。
27.优选的，所述喷涂凹槽底部圆滑过渡。
28.本技术还提供一种飞行器，其包括飞行器舱体和整流罩，且飞行器舱体和整流罩采用如权利要求1所述的方法密封连接。
29.本技术提供的技术方案带来的有益效果包括：
30.本技术的飞行器舱体与整流罩的适应性密封方法及一种飞行器，通过形成适应形状的涂层，可消除飞行器舱体与整流罩贴合部位的间隙，并保证其密封性。
31.同时本技术提供的安装方法，在形成涂层时使用脱模布遮罩，在涂层未固化的时候，用脱模布将飞行器舱体和涂层隔离开，在涂层成型之后进行清理，消除局部不规整的形状，确保飞行器的气动外形，两者相结合使得涂层不会干扰到飞行器舱体和整流罩之间的可靠分离。
附图说明
32.为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对实施例描述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技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
33.图1为本技术一个实施例在形成自适应密封时的结构示意图。
34.图2为图1所示实施在未形成自适应密封时的结构示意图
35.附图标记：
36.1、飞行器舱体；11、防热层；12、承力层；2、整流罩；21、喷涂凹陷；3、嵌入件；31、定位凹槽；311、保护层；32、限位凹槽；33、紧固螺钉；4、脱模布；5、第二涂层；6、贴合间隙。
具体实施方式
37.为了使本技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
38.本技术中，提供一种飞行器舱体1和整流罩2之间进行适应性密封方法的实施例。
39.s1.首先提供嵌入件3，嵌入件3需要满足利用嵌入件3将飞行器舱体1和整流罩2之间结合起来时，飞行器舱体1和整流罩2之间形成大小为设定值的贴合间隙6。具体的，可以参见图2，一般而言，完美加工的整流罩2和飞行器舱体1之间是不存在间隙的，但是实际实践过程中，因为加工精度、误差等各种因素，使得飞行器舱体1以及整流罩2都无法完美达到
设计形状，进而在整流罩2安装到飞行器舱体1之后会出现或大或小的间隙，而为了利用材料填充间隙，本技术的方法会主动拉大整流罩2和飞行器舱体1之间的距离，使得所有间隙都互相连通，连通后的空余空间即为贴合间隙6。两者相结合就是飞行器舱体1和整流罩2之间的贴合间隙6。在整流罩2内表面的涂层厚度一般是工艺设计要求所决定的，但通常仅有下限，也即实际形成的涂层厚度比设计厚度大一些是可行的，所以贴合间隙6一般就会比设计厚度略大，以保证涂层的厚度可以满足需求。
40.s2.在飞行器舱体1表面覆盖脱模布4。具体的脱模布4所覆盖的区域比整流罩2待喷涂区域映射到飞行器舱体1上的区域要大，以保证挤出涂层后，多余的涂层不会固化在飞行器舱体1表面，防止涂层对分离的影响。
41.s3.在整流罩2的待喷涂区域进行喷涂，以形成预固化的第一涂层，所述第一涂层的厚度不小于所述设定值。具体的，在理论上可以计算出一个特定值使得第一涂层恰好填充于贴合间隙6，但是在实际操作中，为了保证挤压后的涂层厚度仍旧可以达到要求，涂层在未凝固时可以多喷涂一些，以便于后期挤压时有足够的的涂层可以填满所有的贴合间隙6。
42.s4.利用所述紧固件，紧固所述飞行器舱体1和整流罩2，并使所述第一涂层填充于贴合间隙6，得到第二涂层5。具体的，所述紧固件的数量有一个或多个，图1和图2中仅展示了其中一处，一般的实施例中会考虑到整个涂层的均匀性而设置三个以上的紧固件，同时紧固件是均匀分布在整流罩2和飞行器舱体1的接触面上。
43.s5.将第二涂层5进行固化，然后拆除脱模布4。具体的，一般第一涂层和第二涂层5所喷涂的涂层材料属于预固化的胶黏物质，具有一定的粘性，同时也具有一定的流动性。
44.在一些优选的实施例中，为了减轻整个飞行器的重量，在第二涂层5进行固化之前上述的步骤s4还包括下述步骤s41：
45.s41.清楚掉上述第一涂层一处上述待喷涂区域的部分。具体的，一般情况下待喷涂区域恰好是整流罩2和飞行器舱体1有接触的部分，因此此类实施例中沿整流罩2边缘将溢出整流罩2的涂层材料刮除即可。
46.另一些优选的实施例中，上述步骤s5中，在进行拆除脱模布4的工序时，包括如下步骤：
47.s51.拆除嵌入件3，分离飞行器舱体1和整流罩2。具体的，在实施过程中，并不需要将飞行器舱体1和整流罩2之间完全分离，多数情况下仅需要将整流罩2抬起至具有足够工人进入进行下一步工序的空间即可。
48.s52.取下脱模布4。具体的，上述脱模布4厚度本身较小，可以忽略不计，即使拆除后，也不会在第二涂层5和飞行器舱体1之间产生有影响的空隙。
49.s53.再次利用嵌入件3将飞行器舱体1和整流罩2之间紧固。具体的，有一些实施例中，在紧固时，可以利用嵌入件3将飞行器舱体1和整流罩2之间过度紧固，用来部分挤压第二涂层5，然后慢慢放松嵌入件3直至正常状态，这样可以利用第二涂层5本身的回弹力增强配合。
50.而为了保证第二涂层5和飞行器舱体1之间连接的紧密性，一些实施例中，在进行步骤s53之前，还进行如下步骤：
51.s521.将第二涂层5的表面进行打磨，直至其粗糙度达到预设粗糙度。具体的，一般
从粗到细分多次打磨，直至利用80目砂纸完全打磨即可。
52.一些实施例中，为了帮助嵌入件3的安装，在飞行器舱体1和整流罩2表面设置有凹槽，用来提供嵌入件3的连接，具体的，如图1所示的实施例中，飞行器舱体1表面开设有限位凹槽32，整流罩2表面开设有定位凹槽31，在本实施例中嵌入件3为带螺纹的螺钉，因此嵌入件3穿过定位凹槽31，并且与限位凹槽32螺纹连接，一般的实施例中，为了方便工作人员确认，当上述定位凹槽31在嵌入件3的带动下刚抵触到飞行器舱体1表面时，此时飞行器舱体1和整流罩2之间的空隙为贴合间隙6。
53.一般情况下整流罩2上的定位凹槽31是部分暴露的，为了保护整流罩2不从定位凹槽31处受损，在一些优选的实施例中，如图1所示，定位凹槽31的内壁贴设有保护层311。保护层311一般采用耐磨耐高温的材料，一方面防止嵌入件3对定位凹槽31内壁的磨损，另一方面也防止飞行器高速飞行的时候从定位凹槽31处烧蚀整流罩2。具体的，保护层311一般是在制作整流罩2时，一体成型安装在整流罩2上的，在图1所示的实施例中，采用的是钢材料。
54.一些实际实践过程中，因为有一些飞行器舱体1以及整流罩2形状过于规整，涂层材料粘附性差，导致喷涂涂层的过程比较困难。因此一些优选的实施例中，在进行整个适应性密封之前，还要包括如下步骤：
55.a1.在整流罩2待喷涂区域表面开设有多个用于增强粘附力的喷涂凹槽。具体的，上述喷涂凹槽并不全部连续，以图1和图2为例，喷涂凹槽之间会间隔一个较小的距离，以免整流罩2表面产生脆弱点。同时，喷涂凹槽是较为均匀分布在待喷涂区域内，以实现对第二涂层5更强的粘附效果。
56.而在其中，一些实施例中，上述的喷涂凹槽截面为v字型。具体的，喷涂凹槽的截面两侧为直线，内部容纳的第二涂层5形状为锥形，可以有效防止在极端条件下第二涂层5的主体和深入喷涂凹槽的部分断裂。进一步的实施例中，上述喷涂凹槽中，喷涂凹槽的底部为圆滑过渡，避免产生容易集中应力的尖端，提高第二涂层5伸入喷涂凹槽内部分的强度，同时也有利于在喷涂涂层时，喷涂凹槽内的气泡排出，提高第二涂层5和整流罩2的粘附力。
57.本技术还提供一种飞行器的实施例，其包括飞行器舱体1和整流罩2，且飞行器舱体1和整流罩2采用如上述飞行器舱体1和整流罩2之间进行适应性密封方法进行密封。
58.具体的，如图1所示，飞行器舱体1分为靠近整流罩2的防热层11以及远离整流罩2的承力层12，在飞行器舱体1上开设有用于容纳其嵌入件3的限位凹槽32，限位凹槽32穿过防热层11但是不穿过承力层12，整流罩2表面开设有定位凹槽31，在本实施例中，上述嵌入件3为紧固螺钉33，紧固螺钉33的头部搭接在定位凹槽31的底壁，杆部穿过定位凹槽31直达飞行器舱体1的承力层12。
59.而形成的第二涂层5如图1所示，其中在定位凹槽31和限位凹槽32接触处不设置第二涂层5，其余的填充在喷涂凹槽以及贴合间隙6内，当揭下图1中的脱模布4后，因为脱模布4的厚度极小，对第二涂层5的厚度影响不大，第二涂层5和飞行器舱体1之间完美贴合，同时第二涂层5是在固化后才与飞行器舱体1之间接触，第二涂层5和飞行器舱体1之间的粘附力低，不会影响飞行器舱体1和整流罩2的分离，有一些实施例还对第二涂层5表面进行了打磨，提高了第二涂层5和整流罩2之间的摩擦力，增强了密封效果，同时在分离时因为受力方向向飞行器外，所以不会影响第二涂层5和整流罩2之间的分离。
60.本技术不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。
61.在本技术的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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技术和简化描述，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技术的限制。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，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
62.需要说明的是，在本技术中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
63.以上所述仅是本技术的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本技术。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本技术的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本技术将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。