CN113107709A - 固体火箭发动机壳体的裙结构、裙装配工装、上裙方法 - Google Patents

Abstract

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。

Description

固体火箭发动机壳体的裙结构、裙装配工装、上裙方法

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。

一些实施例中，芯轴上设有周向防旋转机构，周向防旋转机构使定位法兰仅沿芯轴轴向移动。

第三方面，本发明提供一种固体火箭发动机壳体的上裙方法，包括如下步骤：

组装芯模时在芯轴上套装定位法兰；

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；

在缠绕设备上进行裙结构和裙装配工装的安装；

将裙结构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缠绕，固化。

一些实施例中，将裙结构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推动定位法兰沿周向防旋转机构轴向移动。

一些实施例中，安装裙结构时，使周向连接结构避开火箭飞行时受弯矩较大的象限位置。

本发明具有以下优点和有益效果：

(1)本发明根据裙结构在固体火箭发动机工作时的载荷特点，将裙结构沿周向分瓣，多个裙瓣可同时加工，与现有的一体成型环形裙相比，本发明提供的由多个裙瓣组成的裙结构降低了裙结构的成型难度和加工成本。

(2)与现有的上裙方法相比，本发明无需将固体火箭发动机壳体预制品进行多次挪动，直接在缠绕设备上进行裙结构和裙装配工装的装配工作，降低了安装难度和吊装风险，提高了安装效率。

(3)裙设计时一般强度裕度大，主要进行刚度设计，与一体成型环状裙相比，由于周向连接结构凸出裙瓣，具有刚度增强作用，本发明提供的由多个裙瓣连接成的裙结构刚度更好。

(4)本发明采用螺栓锁紧裙装配工装定位法兰和芯轴的结构，能够提供大而均匀的轴向推力，有利于裙结构装配，且可以对裙结构形位公差进行微调。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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为本发明的分瓣式裙结构以及现有的一体成型的裙结构的截面示意图；

图2为现有的一体成型的裙结构的立体图；

图3为本发明的分瓣式裙结构以及现有的一体成型的裙结构与固体火箭发动机壳体的连接示意图；

图4为本发明固体火箭发动机壳体的裙瓣一的示意图；

图5为本发明固体火箭发动机壳体的裙结构一的示意图；

图6为本发明固体火箭发动机壳体的裙瓣二的示意图；

图7为本发明固体火箭发动机壳体的裙结构二的示意图；

图8为本发明固体火箭发动机壳体安装好裙结构和裙装配工装后的示意图；

图9为图8的A部放大图；

图中，1-固体火箭发动机壳体，11-弹性层，12-裙外环向层，2-裙结构，20-裙瓣，21-粘接区，22-裙体，23-对接法兰，24-条形通槽，25-周向连接结构，251-残留部，252-延伸部，253-第一弯折部，254-第二弯折部，26-周向连接孔，261-周向连接螺栓，27-周向定位孔，271-定位销，3-定位法兰，31-颈部，32-盘部，33-推进螺栓，34-周向防旋转机构，35-第一轴向限位台阶，36-第二轴向限位台阶，4-芯模支撑点，5-芯轴，6-工装组件。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中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的一部分实施例，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的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。

如无特殊说明，本发明的术语“周向”、“轴向”、“径向”均以芯轴5为参考，“周向”即环绕芯轴5的方向，“轴向”即沿芯轴5轴线方向，“径向”即垂直芯轴5轴线方向。

如图1所示，现有的一体成型的裙结构2由粘接区21、裙体22、对接法兰23组成，截面呈L型，粘接区21为变厚度结构，对接法兰23位于裙体22端部，用于与级间段连接固定，裙结构2主要靠裙体22承受外载荷。如图2所示，现有的一体成型裙结构2呈环状，其粘接区21沿周向均匀设置多个开口向外的条形通槽24。如图3所示，现有的一体成型裙结构2在固体火箭发动机壳体1上的状态为粘接区21及条形通槽24被弹性层11粘接固定，裙结构2外设有裙外环向层12。由于一体成型的裙结构2需要从缠绕芯模两端的芯轴5端面套装到芯轴5上，装配时，需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。

为了解决上述技术问题，本发明依据火箭总体的载荷进行裙结构2的分瓣设计，裙瓣20可设计为两个或两个以上。如图1、图4～图7所示，本发明提供的一种固体火箭发动机壳体1的裙结构2，包括两个裙瓣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，使两个裙瓣20连接成环状的裙结构2。与一体成型的环形裙相比，本发明的多个裙瓣20可同时成型，降低了裙结构2的成型难度和成本，且装配裙时无需多次转移芯模，可直接在缠绕设备上进行裙装配工作。

虽然现有的一体成型环状裙相对于本发明提供的周向分瓣的裙结构2在承受内压载荷时受力更均匀，但是裙结构2主要承受轴压(拉)、弯矩、剪力等外载荷，且粘接区21已经设计为分瓣结构，通过周向连接结构25的优化将裙结构设计为整体周向分瓣结构对其承载能力影响较小。

在材料选择上，本发明提供的固体火箭发动机壳体1的裙结构2可以是金属材料裙或碳纤维复合材料裙。生产时，裙瓣20单独成型，成型后根据设计尺寸要求加工周向连接结构25、周向连接孔26和周向定位孔27，裙瓣20验收合格后，先试装配，确保连接可靠。裙瓣20成型后，通过裙轴压试验进行考核，试验通过后用于正式产品，且装配时将裙结构2的周向连接结构25避开火箭飞行时受弯矩较大的象限位置，裙结构2装配后，需要进行裙外环向缠绕，此时在裙体22外形成的裙外环向层12，能够提高裙结构2的承载能力。而由于周向连接结构凸出于裙体22，具有刚度增强作用，本发明提供的周向分瓣的裙结构2刚度高于现有的一体成型环状裙。

如图1所示，本发明提供的裙结构2包括由粘接区21、裙体22、对接法兰23组成的截面呈L型的裙瓣20。如图4～图7所示，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；对接法兰23沿周向均匀设置多个螺栓孔，用于与级间段或裙装配工装连接固定。裙瓣20的另一轴向侧边开有多个条形通槽24，形成粘接区21；粘接区21为变厚度区域，条形通槽24与芯轴5平行，由于具有多个开口向外的条形通槽24，粘接区21在装配时可通过收缩或膨胀与芯模保持尺寸匹配。周向连接结构25位于裙瓣20的周向端面，与裙体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裙瓣20的壁厚。周向连接结构25与裙体22一体成型的设计保证了周向连接结构25与裙体22之间的连接强度。由于周向连接结构25凸出于裙瓣20，具有刚度增强作用，本发明提供的由多个裙瓣20连接成的裙结构2刚度更好。

如图4所示的裙瓣一，周向连接结构25为由裙体22和对接法兰23的一部分沿周向向外延伸而成的延伸部252，或由裙体22和对接法兰23外表面开设L型凹槽而形成的残留部251，凹槽用于容纳延伸部252，延伸部252和凹槽通过周向端面相互抵持，延伸部252和残留部251设有相互配合的周向连接孔26和周向定位孔27。如图5所示的裙结构一，周向连接孔26采用周向连接螺栓261固定，周向定位孔27采用定位销271连接，连接后的周向连接结构25凸出于裙瓣20，具有刚度增强作用。

如图6所示的裙瓣二，周向连接结构25包括由裙体22的一部分沿径向向裙瓣20内侧弯折而形成的第一弯折部253和由对接法兰23的一部分沿轴向向对接法兰23内侧弯折而形成的第二弯折部254，第一弯折部253周向连接孔26，第二弯折部254设有周向定位孔27。第一弯折部253和第二弯折部254侧面抵接后通过螺栓固定，如图7所示的裙结构二中，周向连接孔26采用周向连接螺栓261固定，周向定位孔27采用定位销271连接，抵接面积大于裙体22的截面面积，二者互相抵持后提升了裙体22的周向强度。

本发明提供的用于安装固体火箭发动机壳体的裙结构的裙装配工装如图8所示，该裙装配工装呈伞型，包括：一个定位法兰3和若干个围绕定位法兰3中心轴均匀分布的工装组件6，定位法兰3用于套设在芯轴5上；工装组件6一端与定位法兰3可拆卸连接，另一端与裙结构2可拆卸连接，用于推动裙结构2沿芯轴5轴向移动。相比现有的一体成型的裙装配工装，本发明包括多个工装组件6的裙装配工装可以在套装到芯轴5上后连接成伞形，避免了从芯轴5端面套装带来的一系列难题。

如图9所示，一些实施例中，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；定位法兰3包括一体成型的颈部31和盘部32，截面呈L型，颈部31连接在盘部32外圆边沿，盘部32围绕芯轴5中心轴线均匀设有多个螺纹通孔，盘部32的螺纹通孔与台阶端面的螺纹孔配合使用。一些实施例中，芯轴5上设有周向防旋转机构34，周向防旋转机构34使定位法兰3仅沿芯轴5轴向移动。具体地，周向防旋转机构34为沿芯轴5轴向的键。如图所示，定位法兰3向内推进到位时，定位法兰3的颈部31端面与第一轴向限位台阶35的台阶端面留有一定间隙，定位法兰3的盘部32内侧面抵持在第二轴向限位台阶36的台阶端面处。

本发明提供的固体火箭发动机壳体的上裙方法，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；在缠绕设备上进行裙结构2和裙装配工装的安装；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，固化。该上裙方法无需将固体火箭发动机壳体预制品从缠绕设备上取下，可直接在芯轴5上组装裙结构2和裙装配工装，降低了安装难度和吊装风险，提升了安装效率。

裙套装在芯轴5上前：在缠绕树脂中添加质量份数1份～5份气相二氧化硅得到粘稠的树脂胶，涂覆在固体火箭发动机壳体1对应裙粘接区外表面，按照质量比表面积的方法控制涂覆层厚度0.3mm～1mm，以填充裙结构2与固体火箭发动机壳体1匹配间隙，补偿大尺寸裙结构2与固体火箭发动机壳体1匹配性差的难题，提高粘接质量；值得说明的是，气相二氧化硅的堆积密度约0.05g/cm³，是常用的流变助剂，少量添加将显著增加树脂的粘稠性，但不影响树脂的力学性能，在此提出上述方法可显著提升裙结构2与固体火箭发动机壳体1的界面粘接质量。在裙瓣20粘接区21内外表面粘贴弹性层11，并涂刷胶粘剂或缠绕用树脂，对裙粘接区21做好防护后待用，弹性层11为丁腈等橡胶材料。

裙结构2套装在芯轴5上时：a)首先将架车置于两个芯模支撑点4之间壳体下方；b)在裙瓣20周向连接结构25表面涂刷J-250胶粘剂；c)将裙瓣20按照象限位置要求，避开火箭飞行时受弯矩较大的象限位置，放置于架车对应位置；d)将裙瓣20对扣预装；e)将定位销271分别插入裙瓣20周向连接结构25的周向定位孔27内；f)在周向连接孔26中依次安装周向连接螺栓261，将裙瓣20连接成整体裙结构2。

将裙结构2沿轴向推至固体火箭发动机壳体1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沿芯轴5轴向移动。现有的裙装配方法通过芯轴5上的螺母旋转推动裙装配工装轴向移动，对于大型固体火箭发动机而言，在大直径的芯轴5上加工螺纹难度较高，且通过拧紧螺母提供的轴向力有限，芯轴5旋转时螺母容易松动，本发明通过多个推进螺栓33同时拧紧的方式解决了该技术问题，带来了如下有益效果：裙结构2与固体火箭发动机壳体1一般采用过盈装配，裙结构2即将装配到位时会受到较大的轴向阻力，通过推进螺栓33锁紧定位法兰3和芯轴5时能够提供较大而且均匀的推力，有利于装配。另外，通过调整局部位置的推进螺栓33锁紧程度，还能够调整裙结构2相对于固体火箭发动机壳体1的形位公差。

裙结构2推进到固体火箭发动机壳体1的指定位置后，进行裙外环向层12缠绕；裙结构2装配到位后，清理粘接区21挤出的粘稠树脂胶，并进行裙外环向层12缠绕和补强，其中裙外环向层12可缠绕至裙端面。

该装配方法无需将芯模从缠绕设备上取下，也无需将裙结构2从芯轴5的端面套入，有利于大型的固体火箭发动机壳体1的裙结构2装配，因为大型的固体火箭发动机壳体1需要控制芯模重量及挠度变形，芯轴5伸出壳体部分较短，若将裙结构2从芯轴5端面套入，需要安装延长芯轴5和挪动支撑点，效率及安全性均降低。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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。除非另有明确的规定和限定，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，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

需要说明的是，在本发明中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本发明的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

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)。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机壳体的裙结构，其特征在于：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。

3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机壳体的裙结构，其特征在于：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。

4.根据权利要求2所述的固体火箭发动机壳体的裙结构，其特征在于：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。

5.一种用于安装权利要求1～4任一项所述的固体火箭发动机壳体的裙结构的裙装配工装，呈伞型，其特征在于：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，用于推动所述裙沿芯轴(5)轴向移动。

6.根据权利要求5所述的固体火箭发动机壳体的裙结构的裙装配工装，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。

7.根据权利要求6所述的固体火箭发动机壳体的裙结构的裙装配工装，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。

8.一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1～4任一项所述的裙结构(2)和权利要求5～7任一项所述的裙装配工装的安装；

将裙结构(2)沿轴向推至固体火箭发动机壳体(1)预制品的指定连接位置；

继续完成裙外环向层(12)缠绕，固化。

9.根据权利要求8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。

10.根据权利要求8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。

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