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。
技术实现要素：
(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
至少一个滑动模，所述滑动模包括第一侧模和第二侧模，所述第一侧模包括第一轴向滑动部和第一径向滑动部，所述第一轴向滑动部安装在至少一根所述立柱，且能够沿所述立柱的轴向移动，所述第一径向滑动部安装在所述第一轴向滑动部，且能够沿所述立柱的径向移动，所述第二侧模包括第二轴向滑动部和第二径向滑动部，所述第二轴向滑动部安装在至少一根所述立柱，且能够沿所述立柱的轴向移动，所述第二径向滑动部安装在所述第二轴向滑动部，且能够沿所述立柱的径向移动，当所述第一侧模和所述第二侧模合模时，所述第一径向滑动部和所述第二径向滑动部对接，形成容纳空间，用于容纳套接热防护层后的舱段。
优选地，所述立柱为四根；
所述第一轴向滑动部安装在两根所述立柱上，所述第二轴向滑动部安装在另外两根所述立柱上。
优选地，所述包括多个所述滑动模，多个所述滑动模沿所述立柱的轴向安装在所述立柱。
优选地，所述第一轴向滑动部上设有至少一个用于穿设所述立柱的第一过孔；
至少在一根用于安装所述第一轴向滑动部的立柱上设有多个第一调节孔，多个所述第一调节孔沿所述立柱的轴向间隔设置，通过第一调节销与所述第一调节孔配合固定所述第一侧模在所述立柱轴向上的位置；
所述第二轴向滑动部上设有至少一个用于穿设所述立柱的第二过孔；
至少在一根用于安装所述第二轴向滑动部的立柱上设有多个第二调节孔，多个所述第二调节孔沿所述立柱的轴向间隔设置，通过第二调节销与所述第二调节孔配合固定所述第二侧模在所述立柱轴向上的位置；和/或
所述第一轴向滑动部上设有用于安装所述第一径向滑动部的第一安装孔，所述第一径向滑动部能够沿所述立柱的径向在所述第一安装孔内滑动，所述第一轴向滑动部上还设有与所述第一安装孔垂直的第一径向调节螺孔，所述第一调节螺栓与所述第一径向调节螺孔配合，用于固定所述第一径向滑动部的位置；
所述第二轴向滑动部上设有用于安装所述第二径向滑动部的第二安装孔，所述第二径向滑动部能够沿所述立柱的径向在所述第二安装孔内滑动，所述第二轴向滑动部上还设有与所述第二安装孔垂直的第二径向调节螺孔，所述第二调节螺栓与所述第二径向调节螺孔配合，用于固定所述第二径向滑动部的位置。
优选地，所述后延长部的周向上设有多个沿径向伸出的定位部，用于对所述热防护层进行周向定位。
为了实现上述第二个目的，第二方面，本发明还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方法，使用第一方面中任一种进行辅助安装，
包括以下步骤：
步骤一，分别对热防护层内型面及舱段的外型面进行三坐标扫描；
步骤二，对比步骤一中两次扫描的数据，得出所述热防护层和所述舱段之间的最大间隙量，计算用胶量；
步骤三，将所述前延长部和所述后延长部分别安装在所述舱段的前端和后端，所述舱段通过所述后延长部安装在所述底板上；
步骤四，在所述舱段的外型面和所述热防护层的内型面施胶；
步骤五，将所述热防护层套接于所述舱段上，进行轴向、周向的定位；
步骤六，调整所述滑动模位置；
步骤七，待胶液固化后拆除工装。
优选地，所述的步骤二中对比数据时，以所述舱段的外型面轮廓作为基准，通过三坐标数据比对，得出间隙量云图，区分对所述热防护层与所述舱段的间隙区域和干涉区域，并对需要避开的所述干涉区域进行标记，调整所述滑动模避开标记的所述干涉区域。
优选地，若所述干涉区域满足a t>b t，则对该干涉区域进行标记；
其中，a为干涉区域舱段的实际轮廓度，t为干涉区域热防护层的实际厚度，b为热防护层的理论最大正偏差，t为热防护层及胶层的理论厚度之和。
优选地，在步骤五中将所述热防护层套接于所述舱段前，将所述热防护层非产品区沿轴向裁开，套接时适当施力将所述热防护层向周向轻微掰开后套接于所述舱段；
将所述热防护层的后端落到所述底板上，进行轴向定位。
优选地，所述后延长部的周向上设有多个沿径向凸出定位部，通过所述定位部对所述热防护层进行周向定位。
(三)有益效果
本发明的上述技术方案具有如下优点：
1、本发明提供的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、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。
2、通过调节销与调节孔配合实现滑动模的轴向位置调节和定位，通过调节螺栓与调节螺孔配合，实现滑动模的径向滑动部的位置调节，能够方便的进行对滑动模进行调节。
3、设置多个滑动模，通过对多个滑动模的位置调整，实现热防护层的分段定位，在尽可能保证整体轮廓度的同时，能够避开干涉位置，既避免干涉损坏舱体，又可以最大程度保证热防护层套接后的轮廓度。
4、本发明提供的刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的方法，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。
附图说明
本发明附图仅为说明目的提供，图中各部件的比例与数量不一定与实际产品一致。
图1是本发明实施例一中刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的工装结构示意图；
图2是本发明实施例二中刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的工装结构示意图；
图3是本发明实施例二中刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的工装的分解状态结构示意图；
图4是本发明实施例三中一种刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的工装结构示意图；
图5是本发明实施例四中一种标记干涉区域的方法示意图。
图中：1：底板；11：环形凸起；2：立柱；3：前延长部；4：后延长部；41：定位部；5：舱段；6：第一侧模；61：第一轴向滑动部；62：第一径向滑动部；63：第一调节销；64:第一调节孔；65：第一调节螺栓；7：第二侧模；71：第二轴向滑动部；72：第二径向滑动部；73：第二调节销；74:第二调节孔；75：第一调节螺栓；
8：舱段的理论外型面；8’：舱段的实际外型面；
9：热防护层；91：热防护层的理论内型面；92：热防护层的理论外型面；91’：热防护层的实际内型面；92’：热防护层的实际外型面；
10：热防护层的理论最大外型面；
100：第一干涉区域；200：第二干涉区域。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，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的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。
在本发明的描述中，需要说明的是，舱段的前端是指飞行器飞行时位于前侧的一端，舱段的后端是指飞行器飞行时位于后侧的一端，仅为了方便描述，并非是对本发明的限定。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
实施例一
参见图1所示，本发明实施例提供的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1、四根立柱2、前延长部3、后延长部4和至少一个滑动模，其中，立柱2的一端均垂直连接于所述底板1，前延长部3和后延长部4分别安装在舱段5的前端和后端，延长舱段5前端和后端在轴向上的尺寸，使热防护层的轴向余量也得到较好的安装固定，保证热防护层在前端边缘和后端边缘的质量。前延长部3和后延长部4一般采用与舱段等径的圆柱结构。
滑动模包括第一侧模6和第二侧模7，其中，第一侧模6包括第一轴向滑动部61和第一径向滑动部62，所述第一轴向滑动部61安装在两根所述立柱2是，且能够沿两根所述立柱的轴向移动，所述第一径向滑动部62安装在所述第一轴向滑动部61，且能够沿所述立柱2的径向移动。所述第二侧模7包括第二轴向滑动部71和第二径向滑动部72，所述第二轴向滑动部71安装在另外两根所述立柱2，且能够沿所述立柱2的轴向移动，所述第二径向滑动部72安装在所述第二轴向滑动部71，且能够沿所述立柱2的径向移动，当所述第一侧模6和所述第二侧模7合模时，所述第一径向滑动部62和所述第二径向滑动部72对接，形成容纳空间，用于容纳套接热防护层后的舱段5，第一径向滑动部62和所述第二径向滑动部72的内型面用于限制热防护层在径向上的最大偏差量。
在本实施例中，第一轴向滑动部61与立柱2之间，以及第一径向滑动部62与第一轴向滑动部62之间均可以通过滑轨结构滑动连接，也可以通过紧配的方式连接，使在能够在需要移动时进行移动，并在移动之后保持移动后的位置。
在一个具体地实施方式中，第一轴向滑动部61为块状结构，其上设有两个分别用于穿设两根立柱2的第一过孔，以及用于穿设第一径向滑动部62的第一安装孔，使第一径向滑动部62与第一轴向滑动部61可滑动连接。第二轴向滑动部71为块状结构，其上设有两个分别用于穿设两根立柱2的第二过孔，以及用于穿设第二径向滑动部72的第二安装孔，使第二径向滑动部72与第二轴向滑动部71可滑动连接。
第一径向滑动部62和第二径向滑动部72的结构，包括连接部和固形部，连接部的形状与第一安装孔的形状相匹配，其一端穿设在第一安装孔内，另一端与固形部连接，固形部为半圆环形结构。
底板1上设有用于容纳后延长部4的环形凸起11，实现后延长部与底板1之间的连接。
优选地，后延长部4的周向上设多个沿径向伸出的定位部41，用于对热防护层进行周向定位。具体地，热防护层的后端具有与定位部41相匹配的多个缺口或凹部，从而实现周向的精准定位。
使用时，将热防护层套接在舱段5及其前延长部3和后延长部4上，热防护层的后端抵在底板1上，实现热防护层的轴向定位，调整热防护层的周向定位，调整滑动模进行径向限位，高效精准将热防护层套接在非封闭等径回转体舱段。
需要说明的是，前延长部3和后延长部4可以通过舱段5原有的螺纹孔和/或销孔与舱段5实现连接，也可以通过嵌入连接或螺纹连接等常用的盖体的连接方式，在此不作限定具体地连接方式。
还需要说明的是，底板1可以单独的一块底板，也可以是借用地板或桌板的一部分，在此不作限定。
值得说明的是，滑动模的两个侧模，每个侧模还可以安装在其它数量的立柱2上，例如，每个侧模安装在一根立柱2上，也可以安装在三根立柱2上。
实施例二
参见图2和图3所示，本实施例二与实施例一基本相同，相同之处不再赘述，不同之处在于：至少在一根用于安装所述第一轴向滑动部61的立柱2上设有多个第一调节孔64，多个所述第一调节孔64沿所述立柱2的轴向间隔设置，通过第一调节销63与所述第一调节孔64配合固定所述第一侧模6在立柱2轴向的上位置。
至少在一根用于安装所述第二轴向滑动部71的立柱2上设有多个第二调节孔74，多个所述第二调节孔74沿所述立柱2的轴向间隔设置，通过第二调节销73与所述第二调节孔74配合固定所述第二侧模7在立柱2轴向上的位置。
优选地，所述第一轴向滑动部61上还设有与所述第一安装孔垂直的第一径向调节螺孔，所述第一调节螺栓65与所述第一径向调节螺孔配合，调整第一径向滑动部至合适位置后，旋紧第一调节螺栓65抵在第一径向滑动部62上，固定第一径向滑动部62的位置。所述第二径向滑动部71上还设有与所述第一安装孔垂直的第一径向调节螺孔，所述第一调节螺栓65与所述第一径向调节螺孔配合，调整第一径向滑动部62至合适位置后，旋紧第一调节螺栓65抵在第一径向滑动部62上，固定第一径向滑动部62的位置。
所述第二轴向滑动部71上还设有与所述第二安装孔垂直的第二径向调节螺孔，所述第二调节螺栓75与所述第二径向调节螺孔配合，调整第二径向滑动部72至合适位置后，旋紧第二调节螺栓75抵在第二径向滑动部72上，固定第二径向滑动部72的位置。
实施例三
本实施例三是在实施例一或实施例二中任一实施方式的基础上进行的改进，相同之处不再赘述，不同之处在于：包括多个滑动模，多个所述滑动模沿所述立柱2的轴向安装在所述立柱2，通过对多个滑动模的位置调整，实现热防护层的分段定位，能够避开干涉位置，既避免干涉损坏舱体，又可以最大程度保证热防护层套接后的轮廓度。
参见图4所示，示意出一种工装结构，包括两个滑动模，当然在其它一些实施方式中，也可以根据需要调整滑动模的数量，例如三个滑动模、四个滑动模。
实施例四
本实施例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方法，使用实施例一至实施例三中的任一种工装进行辅助安装，包括以下步骤：
步骤一，分别对热防护层内型面及舱段的外型面进行三坐标扫描；
步骤二，对比步骤一中两次扫描的数据，得出所述热防护层和所述舱段之间的最大间隙量，计算用胶量；
步骤三，将所述前延长部和所述后延长部分别安装在所述舱段的前端和后端，所述舱段通过所述后延长部安装在所述底板上；
步骤四，在所述舱段的外型面和所述热防护层的内型面施胶；
步骤五，将所述热防护层套接于所述舱段上，进行轴向、周向的定位；
步骤六，调整所述滑动模位置；
步骤七，待胶液固化后拆除工装。
优选地，所述的步骤二中对比数据时，以所述舱段的外型面轮廓作为基准，通过三坐标数据比对，得出间隙量云图，区分对所述热防护层与所述舱段的间隙区域和干涉区域，例如，用红色区域表示热防护层与舱段之间存在间隙，用蓝色区域表示热防护层与舱段之间发生干涉，对需要避开的所述干涉区域进行标记，调整所述滑动模避开标记的所述干涉区域，避免合模到位后该区域被滑动模挤压损伤热防护层或舱体。
优选地，确定需要标记的干涉区域的方法为：确定干涉区域是否满足以下关系a t>b t，，若满足a t>b t则对该干涉区域进行标记；
其中，a为表示干涉区域舱段的实际轮廓度，t为干涉区域热防护层的实际厚度，b为热防护层的理论最大正偏差，t为热防护层及胶层的理论厚度之和。
在一个具体的实施方式中，参见图5所示，通过间隙量云图得到两个干涉区域，分别为第一干涉区域100和第二干涉区域200，图5中的舱段的理论外型面8、热防护层的理论内型面91、热防护层的理论外型面92均为设计所要求的理论尺寸(位置)，热防护层的理论最大外型面10为设计所允许的最大外型面，其与热防护层的理论外型面92的差值为热防护层的理论最大正偏差，热防护层的理论最大外型面10是第一径向滑动部62限定的位置。
在实际的生产制造中，由于制造精度等原因，舱段的实际外型面8’与热防护层9的内型面发生干涉，对应的此处的热防护层9会发生一定的形变，导致热防护层的实际内型面91’和热防护层的实际外型面92’的位置会相对其理论位置发生变化，当热防护层的实际外型面92’的变化超过热防护层的理论最大外型面10时(参见图5中第二干涉区域200)，也就是说此干涉区域满足a t>b t，则标记该干涉区域，滑动模要避免该区域。若热防护层的实际外型面92’的变化未超过热防护层的理论最大外型面10时(参见图5中第一干涉区域200)，也就是说此干涉区域满足a t<b t，则无需标记该干涉区域。
需要说明的是，图5中的各理论型面和实际型面的变化仅为示意，并非与实际变化一致，第一干涉区域100和第二干涉区域200的划分也是出于示意说明的目的，并非是对本申请的限定。
优选地，在步骤五中将所述热防护层套接于所述舱段前，将所述热防护层非产品区(热防护层对应舱段非封闭区域的部分)沿轴向裁开，套接时适当施力将所述热防护层向周向轻微掰开后套接于所述舱段，将所述热防护层的后端落到所述底板上，进行轴向定位。
优选地，所述后延长部的周向上设有多个沿径向凸出定位部，通过所述定位部对所述热防护层进行周向定位。
在一个实施方式中，以最大间隙量计算最小用胶量(体积或质量)，优选地，实际用胶量要大于计算得到的最小用胶量，避免胶层受到挤压后胶层收缩，使胶层的厚度过薄，而实际用胶量大于计算得到的最小用胶量，在限定最大轮廓后，多余的胶量会挤出，并不影响本申请方案的实施。例如飞行器热防护专业常用一种红色硅橡胶，密度大于水，若计算得出最小用胶量为1000g，则优选实际用胶量为1300g～1500g。
需要说明的是，热防护层的周向及轴向的预留余量，待其与舱段装配、粘接到位后，通过机床加工的方式去除周边余量。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案，不存在方案冲突的情况下，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
此外，在不脱离本发明的范围的情况下，对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
1.一种刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的工装，其特征在于，包括：
底板；
立柱，所述立柱有多根，所述立柱的一端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
至少一个滑动模，所述滑动模包括第一侧模和第二侧模，所述第一侧模包括第一轴向滑动部和第一径向滑动部，所述第一轴向滑动部安装在至少一根所述立柱，且能够沿所述立柱的轴向移动，所述第一径向滑动部安装在所述第一轴向滑动部，且能够沿所述立柱的径向移动，所述第二侧模包括第二轴向滑动部和第二径向滑动部，所述第二轴向滑动部安装在至少一根所述立柱，且能够沿所述立柱的轴向移动，所述第二径向滑动部安装在所述第二轴向滑动部，且能够沿所述立柱的径向移动，当所述第一侧模和所述第二侧模合模时，所述第一径向滑动部和所述第二径向滑动部对接，形成容纳空间，用于容纳套接热防护层后的舱段。
2.根据权利要求1所述的工装，其特征在于：
所述立柱为四根；
所述第一轴向滑动部安装在两根所述立柱上，所述第二轴向滑动部安装在另外两根所述立柱上。
3.根据权利要求1所述的工装，其特征在于：所述包括多个所述滑动模，多个所述滑动模沿所述立柱的轴向安装在所述立柱。
4.根据权利要求1所述的工装，其特征在于：所述第一轴向滑动部上设有至少一个用于穿设所述立柱的第一过孔；
至少在一根用于安装所述第一轴向滑动部的立柱上设有多个第一调节孔，多个所述第一调节孔沿所述立柱的轴向间隔设置，通过第一调节销与所述第一调节孔配合固定所述第一侧模在所述立柱轴向上的位置；
所述第二轴向滑动部上设有至少一个用于穿设所述立柱的第二过孔；
至少在一根用于安装所述第二轴向滑动部的立柱上设有多个第二调节孔，多个所述第二调节孔沿所述立柱的轴向间隔设置，通过第二调节销与所述第二调节孔配合固定所述第二侧模在所述立柱轴向上的位置；和/或
所述第一轴向滑动部上设有用于安装所述第一径向滑动部的第一安装孔，所述第一径向滑动部能够沿所述立柱的径向在所述第一安装孔内滑动，所述第一轴向滑动部上还设有与所述第一安装孔垂直的第一径向调节螺孔，所述第一调节螺栓与所述第一径向调节螺孔配合，用于固定所述第一径向滑动部的位置；
所述第二轴向滑动部上设有用于安装所述第二径向滑动部的第二安装孔，所述第二径向滑动部能够沿所述立柱的径向在所述第二安装孔内滑动，所述第二轴向滑动部上还设有与所述第二安装孔垂直的第二径向调节螺孔，所述第二调节螺栓与所述第二径向调节螺孔配合，用于固定所述第二径向滑动部的位置。
5.根据权利要求1所述的工装，其特征在于：所述后延长部的周向上设有多个沿径向伸出的定位部，用于对所述热防护层进行周向定位。
6.一种刚性热防护层套接于非封闭等径回转体舱段的方法，其特征在于：使用如权利要求1-4任一项所述的工装进行辅助安装，包括以下步骤：
步骤一，分别对热防护层内型面及舱段的外型面进行三坐标扫描；
步骤二，对比步骤一中两次扫描的数据，得出所述热防护层和所述舱段之间的最大间隙量，计算用胶量；
步骤三，将所述前延长部和所述后延长部分别安装在所述舱段的前端和后端，所述舱段通过所述后延长部安装在所述底板上；
步骤四，在所述舱段的外型面和所述热防护层的内型面施胶；
步骤五，将所述热防护层套接于所述舱段上，进行轴向、周向的定位；
步骤六，调整所述滑动模位置；
步骤七，待胶液固化后拆除工装。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：所述的步骤二中对比数据时，以所述舱段的外型面轮廓作为基准，通过三坐标数据比对，得出间隙量云图，区分对所述热防护层与所述舱段的间隙区域和干涉区域，并对需要避开的所述干涉区域进行标记，调整所述滑动模避开标记的所述干涉区域。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：若所述干涉区域满足a t>b t，则对该干涉区域进行标记；
其中，a为干涉区域舱段的实际轮廓度，t为干涉区域热防护层的实际厚度，b为热防护层的理论最大正偏差，t为热防护层及胶层的理论厚度之和。
9.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：
在步骤五中将所述热防护层套接于所述舱段前，将所述热防护层非产品区沿轴向裁开，套接时适当施力将所述热防护层向周向轻微掰开后套接于所述舱段；
将所述热防护层的后端落到所述底板上，进行轴向定位。
10.根据权利要求6或9所述的方法，其特征在于：所述后延长部的周向上设有多个沿径向凸出定位部，通过所述定位部对所述热防护层进行周向定位。
技术总结