本发明属于航空发动机的零部件加工装配领域，具体涉及一种连续纤维增强陶瓷基复合材料航空发动机小型叶片产品装配工装及装配方法。
背景技术：
连续纤维增强陶瓷基复合材料(以下简称：陶瓷基复材)是一种兼有金属材料、陶瓷材料和碳材料性能优点的热结构/功能一体化新型战略材料，具有耐高温、低密度、高比强、高比模、抗氧化、抗烧蚀、对裂纹不敏感，不发生灾难性毁损等特点，在航空、航天、卫星宇航、核能、光伏等领域有着广泛的应用。
发动机依靠叶片完成对高温高压气体切割和压缩，叶片性能直接影响发动机的动力性能，陶瓷基复材是未来航空发动机叶片小型化、轻量化、高推重比发展的必然趋势。陶瓷基复材航空发动机叶片产品均是通过不同形状单个零件组装而成，由于上述零件多为纤维织物叠层缠绕的薄壁复杂型面，安装操作空间狭小，定位基准难以建立，导致产品装配难度大，且经过化学气相沉积后的产品表面精度差，装配质量难以保证，参照金属材料成熟的叶片装配方法并不适用于陶瓷基复材叶片装配，无法满足航空发动机叶片产品的各项性能指标要求，因此，采用一定措施和新方法提升陶瓷基复材航空发动机小型叶片产品装配质量至关重要。
技术实现要素：
针对陶瓷基复材航空发动机叶片产品装配难度大、装配质量难以保证的问题，本发明提供一种陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装及装配方法，提升陶瓷基复材航空发动机叶片产品装配质量。
本发明的技术方案是提供一种陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装，其特殊之处在于：包括叶身定位工装、上缘板组件装配工装及下缘板及轴装配工装；
所述叶身定位工装用于定位固定叶身零件，叶身定位工装的内型面与叶身零件的外型面相适配，保证叶身零件固定在叶身定位工装时，叶身零件外型面与叶身定位工装内型面完全贴合；
所述上缘板组件装配工装用于固定上缘板组件并定位上缘板组件与叶身零件的角向装配定位；所述上缘板组件装配工装包括上缘限位块与上缘挡板；所述上缘限位块上设有方轴销，上缘限位块外形轮廓与上缘板组件与叶身零件的装配配合部位轮廓相适配，用于定位上缘板组件与叶身的装配角向；所述上缘挡板上设有与上缘板一内孔型面贴合的定位圆柱面以及用于与上缘限位块方轴销配合的方孔；
所述下缘板及轴装配工装用于将轴零件定位压紧，保证轴零件与叶身同轴度，并用于下缘板组件与叶身零件的角向装配定位；所述下缘板及轴装配工装包括轴支撑座、下缘定位销、轴压板，所述轴支撑座上端开设方型槽，用于固定轴零件；所述轴压板的下端开设方型槽，压合在轴支撑座上端，将轴零件定位压紧；所述轴支撑座上开设定位孔，所述下缘定位销的一端穿过轴支撑座上定位孔插入下缘板三上的绕流孔位，对下缘板三角向定位。
进一步地，所述叶身定位工装包括底板、叶身垫板与叶身压板，所述叶身垫板固定在底板上且位于底板中部，所述叶身压板固定在叶身垫板上，叶身压板与叶身垫板的型面与叶身零件外型面相适配，叶身零件与叶身垫板及叶身压板型面贴合；所述底板顶部的两端开设导轨槽，用于安装上缘板组件装配工装及下缘板及轴装配工装。
进一步地，为了方便叶身零件与叶身垫板、叶身压板贴合，叶身压板与叶身的贴合面加工锯齿状减轻槽。
进一步地，为了适应不同批产的叶身零件型面与工装贴合，叶身压板与叶身垫板之间安装间隙可通过连接螺栓松紧程度调节。
进一步地，所述轴支撑座为u形，轴压板包括第一轴压板及第二轴压板，分别压合在轴支撑座两个侧壁的顶端。
进一步地，所述轴支撑座的两处方型槽深度大于轴零件的半径。
本发明还提供基于上述工装的陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、零部件预处理；
将叶身零件、上缘板组件、下缘板组件及轴零件表面进行打磨抛光清理干净，进行清洗及烘干；
步骤2、叶身零件定位安装；
以叶身零件精加工后的外型面(服役使用型面)为装配主基准，以叶身零件外型面定位固定至叶身定位工装上，叶身零件与叶身定位工装贴合间隙≤0.05mm；
步骤3、轴零件定位安装；
步骤3.1、将轴零件固定在下缘板及轴装配工装；
步骤3.2、将安装有轴零件的下缘板及轴装配工装固定在叶身定位工装上，保证轴零件与叶身零件同轴度≤φ0.02mm，轴与叶身安装部位贴合，且贴合间隙≤0.1mm；
步骤4、上缘板组件定位安装；
步骤4.1、将上缘板一修配至上缘板二与上缘板三中，点胶固定，保证型面贴合；
步骤4.2、再将上缘板一、上缘板二与上缘板三整体修配安装至上缘板四中，点胶固定后安装至上缘挡板上，保证上缘板一内孔型面与上缘挡板定位圆柱面贴合；
步骤4.3、将上缘限位块方轴销插入上缘挡板上的方孔，利用上缘限位块方轴销与上缘挡板上方孔配合，保证上缘板组件中上缘板四与上缘限位块外形贴合，定位上缘板组件角向后，点胶固定上缘板四与上缘挡板，去除上缘限位块；
步骤4.4、将步骤4.3装配后的上缘板组件装配工装固定在叶身定位工装上，修配安装上缘板五与上缘板六，保证上缘板组件与叶身零件外形轮廓贴合，保证上缘板组件与叶身安装部位贴合间隙≤0.1mm；
步骤4.5、将上缘板组件与叶身铆接；
步骤5、下缘板组件定位安装；
步骤5.1、将下缘板三安装至轴零件上，将下缘定位销穿过轴支撑座的定位孔，插入下缘板三的非圆形绕流孔，实现下缘板三角向定位，用轴支撑座端面定位下缘板三的在轴零件上的轴向位置；
步骤5.2、安装下缘板一与下缘板二，保证下缘板一与下缘板二内型面与下缘板三外形面贴合，下缘板组件与叶身零件型面轮廓贴合，点胶固定，保证下缘板组件与叶身零件安装部位贴合间隙≤0.1mm；
步骤5.3、将下缘板组件与叶身零件铆接；
步骤6、数控机床加工叶片产品；
装配完成后，以陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装为加工基准，数控机床超精加工叶片产品整体外形，保证上缘板组件、下缘板组件、轴零件与叶身零件的同轴度及轮廓度。
进一步地，步骤3.1具体为：将轴零件固定在轴支撑座的方型槽内，利用第一轴压板及第二轴压板的方型槽将轴定位压紧。
进一步地，步骤3.2具体为：沿叶身定位工装上的上导轨槽，将安装有轴零件的下缘板及轴装配工装滑入，保证轴与叶身同轴度≤φ0.02mm，轴与叶身安装部位贴合，且贴合间隙≤0.1mm；步骤4.4具体为、沿叶身定位工装上的导轨槽，将上缘板组件装配工装滑入，定位安装上缘板组件，保证上缘板组件与叶身零件外形轮廓贴合，保证上缘板组件与叶身安装部位贴合间隙≤0.1mm。
本发明的有益效果是：
1、本发明以叶身作为后续零件装配基准，降低纤维布层加工断层风险；
本发明以叶身精加工后的外型面(服役使用型面)为装配基准，将叶身零件外型面定位固定至叶身定位工装上，保证叶身零件与工装型面贴合，相较于传统金属材料叶片产品多数以安装轴为基准不同，优点在于：
a、基准面扩大，优先保证叶身外形(服役使用型面)准确；
b、陶瓷基复材叶身零件是由碳化硅布叠层制备，在装配后超精加工过程中，可降低外形纤维布层加工断层风险，减少对产品强度影响。
2、本发明采用工装保证轴零件与叶身零件同轴度，兼顾装配实现性和可加工性；
本发明以下缘板及轴装配工装试配安装轴，保证轴零件与叶身零件安装部位贴合，以工装为加工基准，精加工轴外形轮廓，兼顾轴与叶身装配实现性和轴外形可加工性。
3、本发明以方轴定位上、下缘板组件与叶身安装角向；
本发明以上缘板组件装配工装及下缘板及轴装配工装中的方轴定位，保证上下缘板组件与叶身装配角向正确，提高小型复杂零件装配定位精度。
4、总装后采用整体机械加工，保证安装配合精度；
由于叶片产品结构多为复杂异形曲面，难以建立加工基准，本发明以叶身与工装贴合后开始进行后续装配，由此将装配基准建立至装配工装，后续完成整体装配后仍以工装作为加工基准，保证加工基准与装配基准统一，减少基准反复转换产生精度偏差，数控机床超精加工保证产品外形及接口尺寸，满足设计要求。
5、适用于小尺寸叶片产品装配：
传统金属材料叶片加工多为一体锻铸后机械加工制备，但由于陶瓷基复材制备的特殊性，陶瓷基复材叶片产品尤其小尺寸叶片产品相较于普通金属叶片产品零件数量更多，零件外形更小，装配操作空间狭小，装配难度剧增。
本发明尤其适用于陶瓷基复材小尺寸复杂叶片产品装配，对此类产品装配精度提升具有重要意义。
附图说明
图1为陶瓷基复材小型叶片产品结构关系示意图；其中a为装配图，b为爆炸图；
图2为上缘板组件结构关系示意图；其中a为装配图，b为爆炸图；
图3为下缘板组件结构关系示意图；其中a为装配图，b为爆炸图；
图4为本发明实施例中装配工装示意图；
图5为本发明实施例中叶身定位块工装示意图；其中a为装配叶身前的叶身定位块工装示意图，b为叶身定位装配后的示意图；
图6为本发明实施例中轴零件装配示意图；其中a为轴零件装配过程示意图，b为轴零件装配后的示意图；
图7为本发明实施例中上缘板装配示意图；其中a为上缘板组件装配工装示意图，b为上缘板装配过程示意图，c为上缘板装配后的示意图；
图8为本发明实施例中下缘板装配示意图；其中a为下缘板三装配示意图，b为下缘板一与下缘板二装配示意图；
图9为本发明实施例中整体超精加工示意图；其中a为叶片产品整体超精加工前示意图，b为叶片产品整体加工示意图；
图中附图标记为：1-叶片产品，10-叶身零件，11-上缘板组件，110-上缘板一，111-上缘板二与上缘板三，112-上缘板四，113-上缘板五与上缘板六，12-下缘板组件，120-下缘板一与下缘板二，121-下缘板三，13-轴零件；
2-陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装，20-叶身定位工装，200-底板，201-叶身垫板，202-叶身压板，203-减轻槽，21-上缘板组件装配工装，211-上缘限位块，212-上缘挡板，22-下缘板及轴装配工装，221-下缘定位销，222-轴支撑座，223-第一轴压板，224-第二轴压板，30-数控机床。
具体实施方式
以下结合附图及具体实施例对本发明做进一步地描述。
如图1至图3为本实施例需要装配的叶片产品1，可以看出，该叶片产品1主要由叶身零件10，上缘板组件11，下缘板组件12及轴13构成。上缘板组件11安装在叶身10的一端，下缘板组件12及轴13安装在叶身10的另一端。
上缘板组件11由上缘板一110，上缘板二与上缘板三111，上缘板四112，上缘板五与上缘板六113组成；下缘板组件12由下缘板一与下缘板二120及下缘板三121组成。
结合图4至图8可以看出本实施例叶片产品装配工装结构，包括叶身定位工装20、上缘板组件装配工装21及下缘板及轴装配工装22。
利用叶身定位工装20实现对叶身零件10外型面固定，确保叶身零件10与叶身定位工装20型面贴合良好。如图4与图5所示，叶身定位工装20包括底板200、叶身垫板201与叶身压板202，叶身垫板201固定在底板200上且位于底板200中部，叶身压板202固定在叶身垫板201上，叶身压板202与叶身垫板201的型面与叶身零件10外型面相适配；叶身垫板201与叶身压板202结构根据叶身零件10的尺寸及型面复杂程度，可进行拆分，各部分之间销钉螺栓连接。叶身垫板201、叶身压板202与叶身的贴合面加工锯齿状减轻槽203，方便叶身零件10与叶身垫板201、叶身压板202贴合；叶身压板202与叶身垫板201之间安装间隙可通过连接螺栓松紧程度调节，以适应不同批产的叶身零件10型面与工装贴合。底板200顶部的两端开设导轨槽，用于安装上缘板组件装配工装21及下缘板及轴装配工装22。
结合图6、图8，下缘板及轴装配工装22包括下缘定位销221、轴支撑座222、第一轴压板223及第二轴压板224，轴支撑座222为u形，轴支撑座222的两个侧壁上端开设方型槽，用于固定轴零件13；其中方型槽根据叶片产品理论数模中轴零件位置进行设计，以保证轴零件13与叶身零件10安装位置正确。第一轴压板223及第二轴压板224的下端开设方型槽，压合在轴支撑座上端，轴支撑座222的两处方型槽深度大于轴半径，利用轴支撑座222及第一轴压板223、第二轴压板224的方型槽将轴定位压紧。轴支撑座22上开设定位孔，该定位孔根据叶片产品理论数模中下缘板三121上绕流孔位置进行设计，下缘定位销221的一端穿过轴支撑座22上的定位孔插入下缘板三121上的绕流孔位，对下缘板三角向定位，方便下缘板组件12与叶身10角向装配定位。
结合图7，上缘板组件装配工装21包括上缘限位块211与上缘挡板212，上缘限位块211上设有方轴销，上缘限位块211的外形轮廓与上缘板四外形轮廓相适配，用于定位上缘板组件与叶身的装配角向。本实施例上缘板组件与叶身的装配配合部位即上缘板四外形轮廓以月牙形举例，但不局限于月牙形轮廓，可根据不同叶片产品结构进行对应的上缘限位块211轮廓设计。上缘挡板212上设有与上缘板一110内孔型面贴合的定位圆柱面以及用于与上缘限位块211方轴销配合的方孔。本发明中定位圆柱面及方孔的中心位置需根据产品结构进行设计，本实施例以上缘板组件11、下缘板组件12与轴零件13同轴的叶片产品进行举例，满足上缘板组件11、下缘板组件12与叶身零件10、轴零件13整体安装完成后，使上缘板组件11、下缘板组件12与叶身零件10、轴零件13保持空间位置同轴度，但不局限于同轴，可根据不同叶片产品上、下缘板空间位置结构对定位圆柱面及方孔位置进行设计。
本实施例通过以下步骤利用工装实现叶片产品装配：
1)先将组成产品的陶瓷基复材零部件表面进行打磨抛光清理干净，进行超声波清洗及烘干后，保证所有复材零件外观无冗余物，外观及尺寸达标；
2)以叶身零件10精加工后的外型面(服役使用型面)为装配主基准，以叶身零件10外型面定位固定至总装工装2上，叶身10与叶身定位工装20贴合间隙≤0.05mm。相较于传统金属材料叶片产品多数以安装轴为基准不同，优点在于：
a)基准面扩大，优先保证叶身外形(服役使用型面)准确；
b)陶瓷基复材叶身零件10是由碳化硅布叠层制备，在装配后超精加工过程中，可降低外形纤维布层加工断层风险，减少对产品强度影响；
3)将轴零件13固定在轴支撑座22的方型槽内，利用第一轴压板223及第二轴压板224的方型槽将轴零件13定位压紧。以下缘板及轴装配工装22保证轴13与叶身10同轴度≤φ0.02mm，试配铆接轴零件13与叶身零件10，保证轴零件13与叶身零件10安装部位贴合间隙≤0.1mm，通过后续装配过程中化学气相沉积可消除≤0.1mm装配缝隙，以陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装2为加工基准，超精加工轴零件13的外形；
4)以上缘板组件装配工装21定位安装上缘板组件11：
a)将上缘板一110修配至上缘板二与上缘板三111中，点胶固定，保证型面贴合；
b)再将上缘板一110、上缘板二与上缘板三111整体修配安装至上缘板四112中，点胶固定后安装至上缘挡板212上，保证上缘板一110内孔型面与上缘挡板212定位圆柱面贴合；
c)将上缘限位块211的方轴销插入上缘挡板212上的方孔，利用上缘限位块211方轴销与上缘挡板212上方孔配合，保证上缘板组件中上缘板四112与上缘限位块211外形贴合，定位上缘板组件角向后，点胶固定上缘板四112与上缘挡板212，去除上缘限位块211；
d)将步骤c)装配后的上缘板组件装配工装沿叶身定位工装20上的导轨槽滑入，修配安装上缘板五与上缘板113，保证上缘板组件11与叶身零件10外形轮廓贴合，保证上缘板组件11与叶身零件10安装部位贴合间隙≤0.1mm，通过后续装配过程中化学气相沉积可消除≤0.1mm装配缝隙；
e)将上缘板组件11与叶身零件10铆接。
5)以下缘板及轴装配工装22定位安装下缘板组件12：
a)将下缘板三121安装至轴零件13上，将下缘定位销221穿过轴支撑座22的定位孔，插入下缘板三121的非圆形绕流孔，实现下缘板三121角向定位，用轴支撑座222端面定位下缘板三121轴向。用轴支撑座端面定位下缘板三121在轴零件13上的轴向位置。
b)安装下缘板一与下缘板二120，保证下缘板一与下缘板二120内型面与下缘板三121外形面贴合，下缘板组件12与叶身零件10型面轮廓贴合，点胶固定，保证下缘板组件11与叶身零件10安装部位贴合间隙≤0.1mm，通过后续装配过程中化学气相沉积可消除≤0.1mm装配缝隙；
e)将上缘板组件11与叶身零件10铆接。
6)装配完成后，如图9所示，以陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装2为加工基准，数控机床30超精加工叶片产品整体外形，保证上缘板组件11、下缘板组件12、轴13与叶身10的同轴度及轮廓度。
1.一种陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装，其特征在于：包括叶身定位工装(20)、上缘板组件装配工装(21)及下缘板及轴装配工装(22)；
所述叶身定位工装(20)用于定位固定叶身零件(10)，叶身定位工装(20)的内型面与叶身零件(10)的外型面相适配，保证叶身零件(10)固定在叶身定位工装(20)时，叶身零件(10)外型面与叶身定位工装(20)内型面完全贴合；
所述上缘板组件装配工装(21)用于固定上缘板组件(11)并实现上缘板组件(11)与叶身零件(10)的角向装配定位；所述上缘板组件装配工装(21)包括上缘限位块(211)与上缘挡板(212)；所述上缘限位块(211)上设有方轴销，上缘限位块(211)外形轮廓与上缘板组件(11)与叶身零件(10)的装配配合部位轮廓相适配，用于定位上缘板组件(11)与叶身零件(10)的装配角向；所述上缘挡板(212)上设有与上缘板一(110)内孔型面贴合的定位圆柱面以及用于与上缘限位块(211)方轴销配合的方孔；
所述下缘板及轴装配工装(22)用于将轴零件(13)定位压紧，保证轴零件(13)与叶身零件(10)的同轴度，并用于下缘板组件(12)与叶身零件(10)的角向装配定位；所述下缘板及轴装配工装(22)包括轴支撑座(222)、下缘定位销(221)、轴压板，所述轴支撑座(222)的上端与轴压板的下端配合将轴零件(13)定位压紧在轴支撑座(222)上；所述轴支撑座(222)上开设定位孔，所述下缘定位销(221)的一端穿过轴支撑座(222)上定位孔插入下缘板三(121)上的非圆形绕流孔位，对下缘板三(121)角向定位。
2.根据权利要求1所述的陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装，其特征在于：所述叶身定位工装(20)包括底板(200)、叶身垫板(201)与叶身压板(202)，所述叶身垫板(201)固定在底板(200)上且位于底板(200)中部，所述叶身压板(202)固定在叶身垫板(201)上，叶身压板(202)与叶身垫板(201)的型面与叶身零件(10)外型面相适配，叶身零件(10)与叶身垫板(201)及叶身压板(202)型面贴合；所述底板(200)顶部的两端开设导轨槽，用于安装上缘板组件装配工装(21)及下缘板及轴装配工装(22)。
3.根据权利要求2所述的陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装，其特征在于：叶身压板(202)与叶身零件(10)的贴合面加工有锯齿状减轻槽。
4.根据权利要求3所述的陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装，其特征在于：叶身压板(202)与叶身垫板(201)之间安装间隙通过连接螺栓松紧程度调节。
5.根据权利要求4所述的陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装，其特征在于：所述轴支撑座(222)为u形，轴压板包括第一轴压板(223)及第二轴压板(224)，分别压合在轴支撑座(222)两个侧壁的顶端。
6.根据权利要求5所述的陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装，其特征在于：所述轴支撑座(222)的两个侧壁的顶端开设方型槽，用于固定轴零件(13)；所述第一轴压板(223)及第二轴压板(224)的下端均开设方型槽，压合在轴支撑座(222)上端，将轴零件(13)定位压紧。
7.根据权利要求6所述的陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装，其特征在于：所述轴支撑座(222)的方型槽深度大于轴零件(13)的半径。
8.一种基于权利要求1所述工装实现陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配的方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、零部件预处理；
将叶身零件(10)、上缘板组件(11)、下缘板组件(12)及轴零件(13)表面进行打磨抛光清理干净，进行清洗及烘干；
步骤2、叶身零件(10)定位安装；
以叶身零件(10)精加工后的外型面为装配主基准，将叶身零件(10)外型面定位固定至叶身定位工装(20)上，叶身零件(10)与叶身定位工装(20)贴合间隙≤0.05mm；
步骤3、轴零件(13)定位安装；
步骤3.1、将轴零件(13)固定在下缘板及轴装配工装(22)；
步骤3.2、将安装有轴零件(13)的下缘板及轴装配工装(22)固定在叶身定位工装(20)上，保证轴零件(13)与叶身零件(10)同轴度≤φ0.02mm，轴零件(13)与叶身安装部位贴合，且贴合间隙≤0.1mm；
步骤4、上缘板组件(11)定位安装；
步骤4.1、将上缘板一(110)修配至上缘板二与上缘板三(111)中，点胶固定，保证型面贴合；
步骤4.2、再将上缘板一(110)、上缘板二与上缘板三(111)整体修配安装至上缘板四(112)中，点胶固定后安装至上缘挡板(212)上，保证上缘板一(110)内孔型面与上缘挡板(212)定位圆柱面贴合；
步骤4.3、将上缘限位块(211)方轴销插入上缘挡板(212)的方孔，保证上缘板组件(11)中上缘板四(112)与上缘限位块(211)外形贴合，定位上缘板组件(11)角向后，点胶固定上缘板四(112)与上缘挡板(212)，去除上缘限位块(211)；
步骤4.4、将步骤4.3装配后的上缘板组件装配工装(21)固定在叶身定位工装(20)上，修配安装上缘板五与上缘板六(113)，保证上缘板组件(11)与叶身零件(10)外形轮廓贴合，保证上缘板组件(11)与叶身零件(10)安装部位贴合间隙≤0.1mm；
步骤4.5、将上缘板组件(11)与叶身铆接；
步骤5、下缘板组件(12)定位安装；
步骤5.1、将下缘板三(121)安装至轴零件(13)上，将下缘定位销(221)插入轴支撑座(222)的定位孔，插入下缘板三(121)的非圆形绕流孔，实现下缘板三(121)角向定位，用轴支撑座(222)端面定位下缘板三(121)在轴零件(13)上的位置；
步骤5.2、安装下缘板一与下缘板二(120)，保证下缘板一与下缘板二(120)内型面与下缘板三(121)外形面贴合，下缘板组件(12)与叶身零件(10)型面轮廓贴合，点胶固定，保证下缘板组件(12)与叶身零件(10)安装部位贴合间隙≤0.1mm；
步骤5.3、将下缘板组件(12)与叶身零件(10)铆接；
步骤6、数控机床加工叶片产品；
装配完成后，以陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配工装(2)为加工基准，数控机床(30)超精加工叶片产品整体外形，保证上缘板组件(11)、下缘板组件(12)、轴零件(13)与叶身零件(10)的同轴度及轮廓度。
9.根据权利要求8所述的陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配的方法，其特征在于，步骤3.2具体为：沿叶身定位工装(20)上的上导轨槽，将安装有轴零件(13)的下缘板及轴装配工装(22)滑入，保证轴零件(13)与叶身同轴度≤φ0.02mm，轴零件(13)与叶身安装部位贴合，且贴合间隙≤0.1mm；
步骤4.4具体为：沿叶身定位工装(20)上的导轨槽，将上缘板组件装配工装(21)滑入，定位安装上缘板组件(11)，保证上缘板组件(11)与叶身零件(10)外形轮廓贴合，保证上缘板组件(11)与叶身安装部位贴合间隙≤0.1mm。
10.根据权利要求7所述的陶瓷基复材航空发动机小型叶片装配的方法，其特征在于，步骤3.1具体为：将轴零件(13)固定在轴支撑座(222)的方型槽内，利用第一轴压板(223)及第二轴压板(224)的方型槽将轴零件(13)定位压紧。
技术总结