[发明专利]固体火箭发动机壳体的裙结构、上裙方法

权利要求书

1.一种固体火箭发动机壳体的裙结构，其特征在于：包括至少两个裙瓣(20)，各裙瓣(20)的两周向侧边均设有周向连接结构(25)；相邻两裙瓣(20)的周向连接结构(25)配合使用，且沿周向相互抵持，使多个裙瓣(20)连接成环状的裙结构(2)；所述裙瓣(20)沿轴向分为粘接区(21)和裙体(22)，所述裙瓣(20)靠近裙体(22)的轴向侧边沿径向向内侧弯折，形成对接法兰(23)；所述周向连接结构(25)位于所述裙瓣(20)的周向端面，与所述裙体(22)和对接法兰(23)一体成型；任一对配合使用的周向连接结构(25)的周向抵接面沿径向上的宽度大于所述裙瓣(20)的壁厚；

所述周向连接结构(25)为以下两种结构中的一种：

所述周向连接结构(25)包括由所述裙体(22)的一部分沿径向向所述裙瓣(20)内侧弯折而形成的第一弯折部(253)和由所述对接法兰(23)的一部分沿轴向向所述对接法兰(23)内侧弯折而形成的第二弯折部(254)，所述第一弯折部(253)和所述第二弯折部(254)设有相互配合的螺栓孔；

所述周向连接结构(25)为由裙瓣(20)的一部分沿周向向外延伸而成的延伸部(252)，或由裙瓣(20)表面开设凹槽而形成的残留部(251)，所述凹槽用于容纳所述延伸部(252)，所述延伸部(252)和所述凹槽通过周向端面相互抵持，所述延伸部(252)和残留部(251)设有相互配合的螺栓孔，所述延伸部(252)和残留部(251)连接后总厚度大于附近裙瓣(20)的壁厚。

2.一种固体火箭发动机壳体的上裙方法，其特征在于，包括如下步骤：

组装芯模时在芯轴(5)上套装定位法兰(3)；

在缠绕设备上完成上裙前的纤维缠绕，得到固体火箭发动机壳体预制品；

在缠绕设备上进行权利要求1所述的裙结构(2)和裙装配工装结构的安装；所述裙装配工装结构，呈伞型，包括：

一定位法兰(3)，其用于套设在芯轴(5)上；及

若干个围绕定位法兰(3)中心轴线均匀分布的工装组件(6)，所述工装组件(6)一端与定位法兰(3)可拆卸连接，另一端与所述裙结构(2)可拆卸连接，用于推动所述裙结构(2)沿芯轴(5)轴向移动；

将裙结构(2)沿轴向推至固体火箭发动机壳体预制品的指定连接位置；

继续完成裙外环向层(12)缠绕，固化。

3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机壳体的上裙方法，其特征在于：所述芯轴(5)至少设有一个轴向限位台阶，至少最外侧的轴向限位台阶的台阶端面上围绕芯轴(5)均匀设置多个螺纹孔；所述定位法兰(3)包括一体成型的盘部(32)和颈部(31)，截面呈L型，所述颈部(31)连接在所述盘部(32)外圆边沿，所述盘部(32)围绕芯轴(5)中心轴线均匀设有多个螺纹通孔，所述盘部(32)的螺纹通孔与所述台阶端面的螺纹孔供配合使用。

4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机壳体的上裙方法，其特征在于：所述芯轴(5)上设有周向防旋转机构(34)，所述周向防旋转机构(34)使定位法兰(3)仅沿芯轴(5)轴向移动。

5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机壳体的上裙方法，其特征在于：所述将裙结构(2)沿轴向推至固体火箭发动机壳体预制品的指定连接位置的步骤中，通过同时拧紧多个推进螺栓(33)推动定位法兰(3)沿周向防旋转机构(34)轴向移动。

6.根据权利要求2所述的固体火箭发动机壳体的上裙方法，其特征在于：安装裙结构(2)时，使周向连接结构(25)避开火箭飞行时受弯矩较大的象限位置。