CN109986518A - 一种固体火箭发动机衬层成型转动工装 - Google Patents
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Abstract
一种固体火箭发动机衬层成型转动工装，为板条状，在该衬层成型转动工装的两端均有向壳体外表面圆柱面折弯的壳体卡板。该壳体卡板的内表面和外表面均为与壳体的外圆周表面的半径相同的弧面。沿所述衬层成型转动工装的长度方向分布有两个壳体裙框安装孔和两个万向节安装通孔，并使该两个壳体裙框安装孔分别位于该衬层成型转动工装的两端，使该两个万向节安装通孔位于该两个壳体裙框安装孔之间。本发明结构简单、安装方便，同批次生产产品质量一致性好，效率高，得到的大长细比固体火箭发动机衬层喷涂，衬层厚度均匀；在保证工装满足正常使用强度的前提下，减少工装的重量，方便安装。
Description
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机领域，具体是一种用于大长细比固体火箭发动机衬层喷涂时壳体的包覆转动工装。
技术背景
随着我国固体火箭发动机技术的发展，以及国防建设的需求，战术发动机的生产任务和数量不断增加，对生产过程中的设备和工装提出了新的要求。某型号直径300mm，长度3200mm；之前该型号衬层成型过程中1组产品仅有3发，目前衬层成型过程1组产品10发，大量的衬层成型转动工装的装卸，耗时耗力，完成该型号衬层转动工装的安装，需要3人3h；而且转动工装由于质量重(约20kg，含连接卡盘、万向连)、连接卡盘与壳体前裙框法兰端面连接时螺栓孔定位费时，费力。
目前，直径1m～2m及以上的大型固体火箭发动机壳体裙框两端安装旋转卡盘，采用卡盘直接在卡槽轮内转动的方式进行衬层成型。直径1m及以下的发动机采用在壳体头部安装六抓式旋转工装见图1；该工装质量较重，且安装过程螺孔不易定位。本发明针对大长细比发动机直径在Φ300mm-Φ1000mm左右，长度在2m-7m左右，重新设计新的转动方式和工装连接方式。使工装结构简单，安装过程定位准确，提高工装安装过程中的作业效率。通过筛查国内固体火箭发动机推进剂装药行业，未发现类似的工装。
发明内容
为克服现有技术中存在的工装较重、安装过程螺孔不易定位的不足，本发明提出了一种固体火箭发动机衬层成型转动工装。
所述固体火箭发动机衬层成型转动工装为板条状，在该衬层成型转动工装的两端均有向壳体外表面圆柱面折弯的壳体卡板。该壳体卡板的内表面和外表面均为与壳体的外圆周表面的半径相同的弧面。沿所述衬层成型转动工装的长度方向分布有两个壳体裙框安装孔和两个万向节安装通孔，并使该两个壳体裙框安装孔分别位于该衬层成型转动工装的两端，使该两个万向节安装通孔位于该两个壳体裙框安装孔之间。
所述壳体卡板的轴向长度为25mm。
所述两个壳体裙框安装孔的中心分别距所在一端壳体卡板外表面顶点的距离为5mm；两个壳体裙框安装孔的中心距为263mm；
所述两个万向节安装通孔之间的中心距为85mm。
本发明结构简单、安装方便，同批次生产产品质量一致性好，效率高，得到的大长细比固体火箭发动机衬层喷涂，衬层厚度均匀。
与现有技术相比较，本发具有以下特点：
1、采用一种衬层成型工装，对大长细比发动机壳体进行衬层成型工作，保证了高质量地完成该型号壳体衬层成型工作。
2、该衬层成型转动工装为长条形，且两端端头均有向壳体外表面圆柱面折弯的壳体卡板，通过该壳体卡板内表面与壳体外圆周表面的配合，即可实现该衬层成型转动工装的定位。本发明在保证工装满足正常使用强度的前提下，减少工装的重量，方便安装。
3、装配时，将该衬层成型转动工装两端的壳体卡板卡装在发动机壳体上，并固定在壳体前裙框上，即完成了该衬层成型转动工装的装配，壳体便正常进入衬层成型作业工序中。
本发明解决了直径1m及以下固体火箭发动机衬层包覆工装安装和定位难的问题，工装安装效率高，操作人员的劳动强度和时间大幅降低，使机械化自动成型工艺实施打好了基础。
本发明在设计时充分考虑了衬层包覆转动工装在实际生产过程中的应用情况，根据产品在转动过程中的受力分析，在不改变衬层成型效果的情况下，将衬层成型转动工装变更为长条形。
附图说明
图1是现有衬层成型转动工装示意图；其中图1a是主视图，图1b是图1a的侧视图。
图2是本发明的示意图.
图3是图2的侧视图。
图4是本发明与壳体的安装配合示意图；
图5是图4的侧视图。
图中：1.壳体裙框安装孔；2.万向节安装通孔；3.衬层成型转动工装；4.壳体卡板；5.万向节；6.衬层成型转动工装安装螺栓；7.壳体；8.壳体旋转支撑轮。
具体实施方式
本实施例是一种固体火箭发动机衬层成型转动工装。该衬层成型转动工装3为板条状，在该衬层成型转动工装的两端均有向壳体外表面圆柱面折弯的壳体卡板4，如图2所示。该壳体卡板的轴向长度为25mm。该卡板的内表面和外表面均为弧面，该弧面的半径R3与壳体7的外圆周表面的半径相同。在所述工装的上分布有两个直径为12mm的壳体裙框安装孔1和两个直径为10mm的万向节安装通孔2，并使该两个壳体裙框安装孔分别位于该止口包覆工装的两端，使该两个万向节安装通孔位于该两个壳体裙框安装孔之间。本实施例中，所述两个壳体裙框安装孔1的中心分别距所述壳体卡板外表面顶点的距离为5mm，该两个壳体裙框安装孔的中心距为263mm；所述两个万向节安装通孔2之间的中心距为85mm。
各部连接牢靠之后，壳体进入衬层成型作业过程中。衬层成型转动工装的使用过程如下：
第一步，将壳体7置于壳体旋转支撑轮8上。将万向节5与万向节连接杆连接，使用销轴进行连接，一端连接到电机。
第二步，将连接有万向节的万向节连接杆与衬层成型转动连接盘连接。调整合适后用万向连轴器圆盘上的6个圆孔与衬层成型连接盘中心处的6个圆孔相对准，分别拧入相匹配的螺栓；
第三步，将衬层成型转动连接盘与发动机装配面紧紧贴合，衬层成型连接盘卡住发动机壳体前段外圆柱面进行定位，根据壳体前段裙框法兰螺孔位置，使二者对准后将衬层成型转动工装安装螺栓6拧入发动机螺孔内进行紧固；
第二步，壳体7进入衬层成型作业。
Claims (4)
1.一种固体火箭发动机衬层成型转动工装，其特征在于，所述固体火箭发动机衬层成型转动工装为板条状，在该衬层成型转动工装的两端均有向壳体外表面圆柱面折弯的壳体卡板；该壳体卡板的内表面和外表面均为与壳体的外圆周表面的半径相同的弧面；沿所述衬层成型转动工装的长度方向分布有两个壳体裙框安装孔和两个万向节安装通孔，并使该两个壳体裙框安装孔分别位于该衬层成型转动工装的两端，使该两个万向节安装通孔位于该两个壳体裙框安装孔之间。
2.如权利要求1所述固体火箭发动机衬层成型转动工装，其特征在于，所述壳体卡板的轴向长度为25mm。
3.如权利要求1所述固体火箭发动机衬层成型转动工装，其特征在于，所述两个壳体裙框安装孔的中心分别距所在一端壳体卡板外表面顶点的距离为5mm；两个壳体裙框安装孔的中心距为263mm。
4.如权利要求1所述固体火箭发动机衬层成型转动工装，其特征在于，所述两个万向节安装通孔之间的中心距为85mm。
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