CN112253585A - 一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置及制备工艺 - Google Patents

一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置及制备工艺 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置，包括零件本体，所述零件本体的数量为两个，相邻两个所述零件本体的立筋上设置有曲形槽，所述零件本体的一侧外表面活动连接有夹紧装置，所述夹紧装置由拉杆、锁扣、螺栓、销轴、螺母和垫片组成，所述锁扣的数量为两个，且其两者固定安装在零件本体一侧外表面的位置，两个所述锁扣活动连接有销轴。本发明，能够减小操作所需空间，拆装无需进入模具内部，突破常规的螺栓紧固连接时对产品的尺寸限制，再者，轴向径向同时约束，紧固面更大，紧固效果更佳，最后，紧固方式简易，无需借助工具和设备，便可拆卸安装，操作便捷，极大地缩短工时，提高装配效率。

Description

一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置及制备工艺
技术领域
本发明涉及航天结构制造技术领域，尤其是涉及一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置及制备工艺。
背景技术
航天产业是当今世界上最具有挑战性和广泛带动性的高科技领域，是国家综合国力的集中体现和重要标志，也是国家战略性新兴产业和先进智能制造业的重要组成部分。
目前，世界航天强国已拥有了运载能力全面覆盖度的系列固体运载火箭，具有技术成熟、高可靠、运营成熟等优势，而国内航天火箭发动机装备的制造水平与同行业航天强国的公司相比还存在不小的差距，在原材料稳定制备，工装设计，工艺制造，质量控制，规模化生产，测试与表征，加工与装配等方面都存在相关技术问题。特别是当前为提高火箭高推重比，固体火箭发动机的长径比越来越大，而火箭发动机壳体制造的核心是成型模具的设计和制备，因此大长径比壳体芯模的设计、生产、制造难度越来越高。
长径比壳体芯模设计一般采用分瓣组合的形式，对于大长径比的火箭发动机壳体，极孔小内腔长，常规的螺栓类紧固连接方案时，操作者和机械臂都没有足够的出入通道和操作空间，对产品的尺寸有所限制，紧固效果一般，且紧固方式操作复杂，还需借助外部的设备和工具，不便安装和操作，降低装配效率。
为此，提出一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置及制备工艺。
发明内容
本发明的第一目的在于提供一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置及制备工艺，能够减小操作所需空间，拆装无需进入模具内部，突破常规的螺栓紧固连接时对产品的尺寸限制，再者，轴向径向同时约束，紧固面更大，紧固效果更佳，最后，紧固方式简易，无需借助工具和设备，便可拆卸安装，操作便捷，极大地缩短工时，提高装配效率，以解决上述背景技术中提出的问题。
本发明提供一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置，包括零件本体，所述零件本体的数量为两个，相邻两个所述零件本体的立筋上设置有曲形槽，所述零件本体的一侧外表面活动连接有夹紧装置，所述夹紧装置由拉杆、锁扣、螺栓、销轴、螺母和垫片组成，所述锁扣的数量为两个，且其两者固定安装在零件本体一侧外表面的位置，两个所述锁扣活动连接有销轴，所述锁扣与拉杆之间活动连接有螺栓，所述垫片固定安装在零件本体的一侧外表面，且螺母贯穿垫片与拉杆螺纹连接。
一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置的制备工艺，该制备工艺包括如下步骤：
S1：制备曲形槽：两个零件本体先设置立筋，立筋上预先机加出曲形槽，曲形槽沿壳体模具长度中面左右对称，零件本体两端撑板设置开孔，给拉杆的螺纹段提供通道；
S2：制备拉杆：先将一根无缝钢管切成合适长度，再将其一端焊接一个带螺纹杆的堵头，拉杆中段预制连接锁扣的通孔；
S3：制备锁扣：锁扣分为左右两片，两片左右对称，每片机加制成，相对的两个平面呈一定角度，左右两片通过销轴连接成一体；
S4：将锁扣、拉杆通过螺栓和销轴连接成一体，锁扣与拉杆连接时，先观看内侧面角度方向，宽侧靠近拉杆螺纹端，再手持拉杆的螺纹端，将装置从模具极孔处深入模具内腔，销轴接触到零件本体上的曲形槽后，向模具极孔外侧拉紧拉杆，直至拉杆不能移动，最后，通过垫片和螺母将拉杆锁定在零件本体的表面。
优选的，所述S2中拉杆一端设置有螺纹，可通过螺母、垫片与零件本体紧固。
优选的，所述S3中锁扣的内壁两平面呈一定角度，斜角沿锁紧方向收口,且锁扣在拉杆轴上均布设置。
优选的，所述夹紧装置在模具上成对使用，且夹紧装置上的两个拉杆安装方向相反，所述零件本体上的曲形槽方向也相反。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
1、该装置所需的操作空间小，安装和拆卸时不需要进入模具内部，突破常规的螺栓紧固连接时对产品的尺寸限制。
2、相较于螺栓紧固，该装置轴向径向同时约束，紧固面更大，因此紧固效果更佳。
3、该装置的紧固方式简易，无需借助工具和设备，便可拆卸安装，操作便捷，极大地缩短工时，提高装配效率。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明的结构示意图；
图2为本发明的零件本体、锁扣与螺栓连接的平面视图；
图3为本发明的固定座与螺纹孔结构视图；
图4为本发明的锁扣与销轴结合的平面视图；
图5为本发明的剖面结构示意图。
附图标记说明：
1、零件本体；2、曲形槽；3、紧固装置；4、拉杆；5、锁扣；6、螺栓；7、销轴；8、螺母；9、垫片。
具体实施方式
下面将结合实施例对本发明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，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"长度"、"宽度"、"厚度"、"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"、"顺时针"、"逆时针"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，"多个"的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
请参阅图1至图5，本发明提供一种技术方案：
一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置，包括零件本体1，所述零件本体1的数量为两个，相邻两个所述零件本体1的立筋上设置有曲形槽2，所述零件本体1的一侧外表面活动连接有夹紧装置3，所述夹紧装置3由拉杆4、锁扣5、螺栓6、销轴7、螺母8和垫片9组成，所述锁扣5的数量为两个，且其两者固定安装在零件本体1一侧外表面的位置，两个所述锁扣5活动连接有销轴7，所述锁扣5与拉杆4之间活动连接有螺栓6，所述垫片9固定安装在零件本体1的一侧外表面，且螺母8贯穿垫片9与拉杆4螺纹连接；
如图1至图5所示，一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置的制备工艺，该制备工艺包括如下步骤：
S1：制备曲形槽2：两个零件本体1先设置立筋，立筋上预先机加出曲形槽2，曲形槽2沿壳体模具长度中面左右对称，零件本体1两端撑板设置开孔，给拉杆4的螺纹段提供通道；
S2：制备拉杆4：先将一根无缝钢管切成合适长度，再将其一端焊接一个带螺纹杆的堵头，拉杆4中段预制连接锁扣5的通孔；
S3：制备锁扣5：锁扣5分为左右两片，两片左右对称，每片机加制成相对的两个平面呈一定角度，左右两片通过销轴7连接成一体；
S4：将锁扣5、拉杆4通过螺栓6和销轴7连接成一体，锁扣5与拉杆4连接时，先观看内侧面角度方向，宽侧靠近拉杆4螺纹端，再手持拉杆4的螺纹端，将装置从模具极孔处深入模具内腔，销轴7接触到零件本体1上的曲形槽2后，向模具极孔外侧拉紧拉杆4，直至拉杆4不能移动，最后，通过垫片9和螺母8将拉杆4锁定在零件本体1的表面。
本发明采用的夹紧装置3，所需的操作空间小，安装和拆卸时不需要进入模具内部，突破常规的螺栓6紧固连接时对产品的尺寸限制，轴向径向同时约束，紧固面更大，其紧固效果更佳，并且该紧固方式简易，无需借助工具和设备，便可拆卸安装，操作便捷，极大地缩短工时，提高装配效率。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各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：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，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范围。

Claims (5)

1.一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置，其特征在于，包括零件本体(1)，所述零件本体(1)的数量为两个，相邻两个所述零件本体(1)的立筋上设置有曲形槽(2)，所述零件本体(1)的一侧外表面活动连接有夹紧装置(3)，所述夹紧装置(3)由拉杆(4)、锁扣(5)、螺栓(6)、销轴(7)、螺母(8)和垫片(9)组成，所述锁扣(5)的数量为两个，且其两者固定安装在零件本体(1)一侧外表面的位置，两个所述锁扣(5)活动连接有销轴(7)，所述锁扣(5)与拉杆(4)之间活动连接有螺栓(6)，所述垫片(9)固定安装在零件本体(1)的一侧外表面，且螺母(8)贯穿垫片(9)与拉杆(4)螺纹连接。
2.根据权利要求1所述的一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置的制备工艺，其特征在于：该制备工艺包括如下步骤：
S1：制备曲形槽(2)：两个零件本体(1)先设置立筋，立筋上预先机加出曲形槽(2)，曲形槽(2)沿壳体模具长度中面左右对称，零件本体(1)两端撑板设置开孔，给拉杆(4)的螺纹段提供通道；
S2：制备拉杆(4)：先将一根无缝钢管切成合适长度，再将其一端焊接一个带螺纹杆的堵头，拉杆(4)中段预制连接锁扣(5)的通孔；
S3：制备锁扣(5)：锁扣(5)分为左右两片，两片左右对称，每片机加制成，相对的两个平面呈一定角度，左右两片通过销轴(7)连接成一体；
S4：将锁扣(5)、拉杆(4)通过螺栓(6)和销轴(7)连接成一体，锁扣(5)与拉杆(4)连接时，先观看内侧面角度方向，宽侧靠近拉杆(4)螺纹端，再手持拉杆(4)的螺纹端，将装置从模具极孔处深入模具内腔，销轴(7)接触到零件本体(1)上的曲形槽(2)后，向模具极孔外侧拉紧拉杆(4)，直至拉杆(4)不能移动，最后，通过垫片(9)和螺母(8)将拉杆(4)锁定在零件本体(1)的表面。
3.根据权利要求2所述的一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置，其特征在于，所述S2中拉杆(4)一端设置有螺纹，可通过螺母(8)、垫片(9)与零件本体(1)紧固。
4.根据权利要求2所述的一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置，其特征在于，所述S3中锁扣(5)的内壁两平面呈一定角度，斜角沿锁紧方向收口,且锁扣(5)在拉杆(4)轴上均布设置。
5.根据权利要求1所述的一种大长径比火箭发动机壳体模具的紧固装置，其特征在于，所述夹紧装置(3)在模具上成对使用，且夹紧装置(3)上的两个拉杆(4)安装方向相反，所述零件本体(1)上曲形槽(2)方向也相反。
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