[发明专利]固体火箭发动机壳体的裙结构、上裙方法

说明书

本发明涉及一种固体火箭发动机壳体的裙结构、裙装配工装、上裙方法，其中，裙结构包括至少两个裙瓣，各裙瓣的两周向侧边均设有周向连接结构；相邻两裙瓣的周向连接结构配合使用，且沿周向相互抵持，使多个裙瓣连接成环状的裙结构；裙装配工装包括一定位法兰和若干个围绕定位法兰中心轴均匀分布的工装组件。安装时，无需将固体火箭发动机壳体预制品从缠绕设备上取下，即可直接围绕芯轴组装裙装配工装和裙结构，完成上裙工作。本发明可同时加工多个裙瓣，无需多次转移固体火箭发动机壳体预制品即可完成上裙工作，生产和安装难度小、效率高；与现有一体成型环状裙相比，本发明提供的由多个裙瓣连接成的裙结构的刚度更好。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机制造领域，特别涉及一种固体火箭发动机壳体的裙结构、裙装配工装、上裙方法。

背景技术

裙结构是固体火箭发动机对外连接的重要结构件，其将固体火箭发动机与级间段、尾段等连接为整体。一般固体火箭发动机的裙结构为“L”形回转截面的整体圆环结构，采用胶接方法插接在固体火箭发动机壳体的缠绕层内。为便于裙结构与固体火箭发动机壳体连接，及变形协调，裙结构与固体火箭发动机壳体的连接区为变厚度结构，且在周向均布若干条形通槽，形成开口结构，其主要分为4个区域：对接法兰、裙体、粘接区、条形通槽。

随着火箭运载能力的要求提升，固体火箭发动机逐渐大型化，现有技术在实际应用中存在如下局限性：1)大型整体裙成型需要依赖大型设备，难度、周期及成本均较高；2)大型整体裙安装时，要先将在缠绕芯模上已完成上裙前缠绕的纤维缠绕固体火箭发动机壳体预制品从缠绕设备上卸下，放置在缠绕芯模装配支架上进行上裙，再将完成上裙后的缠绕芯模放置在缠绕设备上，继续完成裙外环向层缠绕，然后固化。该方法需多次转移体积大、重量大的芯模，难度较大、风险高。且由于空间及芯模重量的限制，在缠绕芯模装配支架上上裙时还需要安装延长轴及多次转换支撑点等，工艺复杂、难度大；3)大型固体火箭发动机外壳的裙粘接区尺寸大，与壳体匹配性难以控制，粘接质量下降。

发明内容

为解决上述问题，本发明提出了一种固体火箭发动机壳体的裙结构、裙装配工装、上裙方法。

本发明提供的技术方案具体如下：

第一方面，本发明提供一种固体火箭发动机壳体的裙结构，包括至少两个裙瓣，各裙瓣的两周向侧边均设有周向连接结构；相邻两裙瓣的周向连接结构配合使用，且沿周向相互抵持，使多个裙瓣连接成环状的裙结构。

一些实施例中，裙瓣沿轴向分为粘接区和裙体，裙瓣靠近裙体的轴向侧边沿径向向内侧弯折，形成对接法兰；周向连接结构位于裙瓣的周向端面，与裙体和对接法兰一体成型；任一对配合使用的周向连接结构的周向抵接面沿径向上的宽度大于裙瓣的壁厚。

一些实施例中，周向连接结构包括由裙体的一部分沿径向向裙瓣内侧弯折而形成的第一弯折部和由对接法兰的一部分沿轴向向对接法兰内侧弯折而形成的第二弯折部，第一弯折部和第二弯折部设有相互配合的螺栓孔。

一些实施例中，周向连接结构为由裙瓣的一部分沿周向向外延伸而成的延伸部，或由裙瓣表面开设凹槽而形成的残留部，凹槽用于容纳延伸部，延伸部和凹槽通过周向端面相互抵持，延伸部和残留部设有相互配合的螺栓孔，延伸部和残留部连接后总厚度大于附近裙瓣的壁厚。

第二方面本发明提供一种用于安装固体火箭发动机壳体的裙结构的裙装配工装，呈伞型，包括：

一定位法兰，其用于套设在芯轴上；及

若干个围绕定位法兰中心轴均匀分布的工装组件，工装组件一端与定位法兰可拆卸连接，另一端与裙结构可拆卸连接，用于推动裙沿芯轴轴向移动。

一些实施例中，芯轴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均匀设置多个螺纹孔；定位法兰包括一体成型的盘部和颈部，截面呈L型，颈部连接在盘部外圆边沿，盘部围绕芯轴中心轴线均匀设有多个螺纹通孔，盘部的螺纹通孔与台阶端面的螺纹孔供配合使用。