CN117685830A - 一种捆绑式固体火箭总装方法及捆绑式固体火箭 - Google Patents
一种捆绑式固体火箭总装方法及捆绑式固体火箭 Download PDFInfo
- Publication number
- CN117685830A CN117685830A CN202311766126.5A CN202311766126A CN117685830A CN 117685830 A CN117685830 A CN 117685830A CN 202311766126 A CN202311766126 A CN 202311766126A CN 117685830 A CN117685830 A CN 117685830A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- core
- stage
- assembly
- level
- section
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 239000007787 solid Substances 0.000 title claims abstract description 80
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 58
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 37
- 238000012856 packing Methods 0.000 claims description 36
- 238000004806 packaging method and process Methods 0.000 claims description 12
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 10
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims description 10
- 210000001503 joint Anatomy 0.000 claims description 9
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims description 9
- 230000008275 binding mechanism Effects 0.000 claims description 7
- 238000013459 approach Methods 0.000 claims description 6
- 230000008439 repair process Effects 0.000 claims description 6
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 5
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 claims description 4
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 claims description 4
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 241000237942 Conidae Species 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000010998 test method Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Automatic Assembly (AREA)
Abstract
本发明公开了一种捆绑式固体火箭总装方法及捆绑式固体火箭，属于火箭装配技术领域，包括对捆绑式固体火箭中每个结构部段运输至组装场地进行独立组装；对组装完成的每个结构部段进行独立测试；将测试完成的各个结构部段运至总装场地进行总装，形成捆绑式固体火箭总装。本发明的捆绑式固体火箭总装方法适用于商业航天要求，能够捆绑式固体火箭的有效组装，组装效率高，组装后的捆绑式固体火箭稳定性好。
Description
技术领域
本发明涉及火箭装配技术领域，特别涉及一种捆绑式固体火箭总装方法及捆绑式固体火箭。
背景技术
随着商业固体火箭的不断发展，火箭箭体的形式及规格也在不断变化。与国防领域的运载火箭不同，商用固体火箭主要用于空天商业运载，并以此获取经济效益，对制造、发射及营运成本具有严格的限制，现有国防领域对于火箭的制造、发射及营运的许多方案不能够应用于商业火箭箭体领域。
同时，随着商业火箭的不断发展，火箭生产及发射周期不断缩减，对于组装周期的要求越来越高，现有国防领域的火箭组装方法并不能适应商业火箭的要求。
有鉴于此，实有必要提供一种新的技术方案以解决上述问题。
发明内容
为解决上述技术问题，本申请提供一种捆绑式固体火箭总装方法及捆绑式固体火箭，能够实现捆绑式固体火箭的有效组装，组装效率高，组装后的捆绑式固体火箭稳定性好。
一种捆绑式固体火箭总装方法，包括：
对捆绑式固体火箭中每个结构部段运输至组装场地进行独立组装；
对组装完成的每个结构部段进行独立测试；
将测试完成的各个结构部段运至总装场地进行总装，形成捆绑式固体火箭总装。
优选的，所述结构部段包括助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体。
优选的，所述星罩组合体包括整流罩和设置于所述整流罩内部的支架和载荷。
优选的，所述载荷为卫星、载人飞船、航天站或行星际探测器。
优选的，所述整流罩包括能够结合的两个瓣状半罩体。
优选的，所述对捆绑式固体火箭中每个结构部段运输至组装场地进行独立组装，包括：
将助推级的各部段运输至助推级组装场地进行组装；
将芯I级的各部段运输至芯I级组装场地进行组装；
将芯II级的各部段运输至芯II级组装场地进行组装；
将芯III级的各部段运输至芯III级组装场地进行组装；
将星罩组合体的各部段运输至星罩组合体组装场地进行组装。
优选的，所述将星罩组合体的各部段运输至星罩组合体组装场地进行组装时，整流罩分为两个半罩单独包装运输至星罩组合体组装场地，到场安装桁架后进行起吊和组装。
优选的，在对捆绑式固体火箭中每个结构部段运输至组装场地进行独立组装时，助推级、芯I级、芯II级和芯III级对应的发动机运输前在尾喷管加装工装私服进行保护，并装载入保温箱运输进场。
优选的，所述对组装完成的每个结构部段进行独立测试，包括：
在助推级组装完成后，对组装完成后的助推级进行测试；
在芯I级组装完成后，对组装完成后的芯I级进行测试；
在芯II级组装完成后，对组装完成后的芯II级进行测试；
在芯III级组装完成后，对组装完成后的芯III级进行测试；
在星罩组合体组装完成后，对组装完成后的星罩组合体进行测试。
优选的，所述对组装完成的每个结构部段进行独立测试，包括：
在助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体均组装完成后，分别对助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体进行单独测试。
优选的，所述将测试完成的各个结构部段运至总装场地进行总装，形成捆绑式固体火箭总装，包括：
将组装并单独测试完成的助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体均运送至待发射区域；
将助推级起竖并吊放至发射台上；
将芯I级置于助推器合围出的区域内，并将助推级固定于芯I级的侧面；
将芯II级起竖并吊装至芯I级上方，对芯II级的滚转角度及水平位置和角度进行调整后与芯I级对接安装；
将芯III级起竖并吊装至芯II级上方，对芯III级的滚转角度及水平位置和角度进行调整后与芯II级对接安装；
将星罩组合体垂直吊装至芯Ⅲ级上方，对整流罩的滚转角度及水平位置和角度进行调整后与火箭对接。
优选的，将组装并单独测试完成的助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体均运送至待发射区域时，助推级、芯I级、芯II级、芯III级采用水平方式运输，星罩组合体采用竖直方式运输。
优选的，在对组装完成的每个结构部段进行独立测试之后，将测试完成的各个结构部段运至总装场地进行总装之前，还包括进行全箭联调测试。
优选的，所述全箭联调测试包括：
将芯I级与芯II级对接并连接电器接口，验证两者间的机械接口性能和电器接口性能；
将芯III级与芯II级对接并连接电器接口，验证两者间的机械接口性能和电器接口性能；
将助推级与芯I级之间的电器接口连接，验证两者间的电器接口性能。
优选的，所述将芯I级与芯II级对接并连接电器接口，验证两者间的机械接口性能和电器接口性能，包括：
推动芯I级与芯II级支撑架车，将组装完成的芯I级与芯II级对接，验证机械接口性能；
从芯I级级间段的操作孔对将芯I级与芯II级间的电缆连接器连接，验证电器接口的性能。
优选的，所述将芯III级与芯II级对接并连接电器接口，验证两者间的机械接口性能和电器接口性能，包括：
将芯III级水平停放在芯III级驾车上，移动芯III级驾车将组装完成的芯III级与芯II级对接，验证机械接口性能；
从芯II级级间段的操作孔对芯II级与芯III级间的电缆连接器连接，验证电器接口的性能。
优选的，所述将助推级与芯I级之间的电器接口连接，验证两者间的电器接口性能，包括：
将载有推级架的助推级架车移动至芯I级发动机旁，将组装完成的助推发动机尾部两两相对并靠近芯I级发动级尾部，对芯I级与助推级间的电缆连接器连接，验证电器接口性能。
优选的，所述将芯I级置于助推器合围出的区域内，并将助推级固定于芯I级的侧面，包括：
将助推器运输到海上发射载体的预定地点后，使用助推级起竖架竖立助推器到发射台上；
对助推器调平后，使用吊具起吊水平放置的芯I级，起吊过程中旋转90°使芯I级头部向上保持垂直状态，缓慢放入助推器合围出的区域内；
待芯I级吊落至预定高度，连接芯I级和助推级之间的上下捆绑机构；
在下捆绑机构上固定芯I级和助推级之间的连接电缆，装配电缆盒，锁紧电缆两头的连接器。
优选的，所述将助推级的各部段运输至助推级组装场地进行组装，包括：
将助推级的斜头锥整流罩、助推级发动机、助推级尾端分别运输到助推级组装场地后卸车；
斜头锥整理罩使用斜头锥整理罩专用吊具和小型通用吊车水平吊至停放架上；
在助推级发动机包装箱上安装包装箱吊具，利用大型通用吊车卸至地面后，开箱后利用发动机吊具吊至驾车上；
助推级尾端使用通用吊具和小型通用吊车吊至停放架上；
安装助推级各部段所属零部件和航电设备；
助推级发动机末端的工装伺服更换为伺服机构；
在助推级发动机后封头处安装航电设备及支架；
连接固定尾端内的线缆；
在斜头锥整流罩安装上捆绑结构助推部分，在助推级尾端安装下捆绑结构助推部分；
使用小型通用吊车分别起吊斜头锥整流罩和助推级尾端，翻转90°后吊装，并与助推级发动机对接。
优选的，所述将芯I级的各部段运输至芯I级组装场地进行组装，包括：
将芯I级的芯I级级间段、芯I级发动机、芯I级尾端分别运输到芯I级组装场地后卸车；
将芯I级级间段和芯I级尾端分别使用通用吊具和小型通用吊车水平吊至停放架上；
在芯I级发动机包装箱上安装包装箱吊具，使用大型通用吊车卸至地面后，开箱安装芯I级发动机吊具再吊至驾车上；
安装芯I级各部段所属零部件和航电设备；
将芯I级发动机末端的工装伺服更换为伺服机构；
在芯I级发动机后封头处安装航电设备及支架；
连接固定芯I级尾端内的线缆；
在芯II级级间段外侧安装上捆绑结构芯级部分；
在芯II级内侧安装芯I级航电设备，连接芯II级级间段内部线缆；
在芯I级尾端外侧安装下捆绑结构芯级部分，在芯I级尾端内侧安装摄像装置及线缆；
使用小型通用吊车分别起吊斜头芯I级级间段和芯I级尾端，翻转90°后吊装与芯I级发动机对接；
将芯I级级间段和芯I级尾端与芯I级发动机锁紧后连接前后封头的连接电缆，安装芯I级电缆罩。
优选的，所述将芯II级的各部段运输至芯II级组装场地进行组装，包括：
芯II级的芯II级发动机、芯II级尾端分别运输到组装场地后卸车；
在芯II级发动机包装箱上安装包装箱吊具，使用中型通用吊车卸至地面后，开箱安装发动机吊具再吊至驾车上；
芯II级尾端使用通用吊具和小型通用吊车水平吊至停放架上；
安装各部段所属零部件和航电设备；
芯II级发动机末端的工装伺服更换为伺服机构；
在芯II级发动机后封头处安装相应航电设备及支架；
连接固定芯II级尾端内的线缆；
芯II级尾端内侧安装包括二级交换机和二级综合控制器在内的航电设备并连接电缆；
使用小型通用吊车起吊芯II级尾端，翻转90°后吊装与芯II级发动机对接；
锁紧芯II级尾段后连接前后封头的连接电缆，安装芯II级电缆罩发动机部分。
优选的，所述将芯III级的各部段运输至芯III级组装场地进行组装，包括：
将芯III级的仪器舱段、芯III级发动机和芯II级的级间段分别运输到组装场地后卸车；
将芯II级级间段使用通用吊具和小型通用吊车吊至停放架上；
仪器舱段使用仪器舱段专用吊具和小型通用吊车水平吊至停放架上；
在芯III级发动机包装箱安装包装箱吊具，使用小型通用吊车卸至地面；
将芯II级级间段和仪器舱段停放在停放架后，分别装配所属零部件和航电设备；
在仪器舱段内安装包括末修系统、飞行控制组合、惯组在内的航电设备，并连接线缆测试；
芯II级级间段外侧安装摄像装置和芯II级电缆罩级间段部分；
依次在芯II级级间段上方吊装仪器舱段和芯III级发动机；
芯II级级间段保持水平停放，使用小型通用吊车水平吊装仪器舱段与芯II级间段对接；
将芯III级发动机拆箱，安装专用吊具，使用小型通用吊车将其翻转至垂直状态，吊装在仪器舱段内进行连接。
优选的，所述将星罩组合体的各部段运输至星罩组合体组装场地进行组装，包括：
将卫星支架水平放置在工作台面，将卫星逐个吊至卫星支架上安装；
整流罩分为两个半罩水平进场，进场后在两个半罩上分别安装桁架，安装完毕后起吊整流罩桁架至垂直状态；
分别吊起整流罩I半罩、整流罩III半罩，水平移动吊车完成整流罩合罩。
根据本发明的另一方面，还提供一种捆绑式固体火箭，由所述捆绑式固体火箭总装方法组装而成，包括：助推级总成、芯I级总成、芯II级总成、芯III级总成和星罩组合体。
优选的，所述助推级总成包括助推器尾段总成、助推器发动机、助推自毁装置和助推器斜头锥。
优选的，所述芯I级总成包括芯I级尾段总成、芯I级发动机、芯I级级间段总成和助推自毁装置。
优选的，所述芯II级总成包括芯II级尾段总成、芯II级发动机、芯II级级间段总成和助推自毁装置。
优选的，所述芯III级总成包括芯III级发动机和仪器舱总成。
优选的，所述星罩组合体包括整流罩I半罩总成、整流罩III半罩总成、转接环、卫星适配器总成和卫星。
与现有技术相比，本申请至少具有以下有益效果：
1、本发明的捆绑式固体火箭总装方法适用于商业航天要求，能够对捆绑式固体火箭的有效组装，组装效率高，组装后的捆绑式固体火箭稳定性好。
2、本发明的捆绑式固体火箭总装方法将总装场所转移至发射场，有效提高了火箭助推级、芯级以及星罩组合体运输的灵活性，大大提高了火箭的组装效率。
3、本发明的捆绑式固体火箭总装方法中，对组装完成的每个结构部段进行独立测试，确保每个结构部段的稳定性。
4、本发明的捆绑式固体火箭总装方法中，进行全箭联调测试，保证捆绑式固体火箭每个结构部段的整体连接性能和整体的稳定性，进一步提高捆绑式固体火箭的稳定性。
附图说明
后文将参照附图以示例性而非限制性的方式详细描述本发明的一些具体实施例。附图中相同的附图标记标示了相同或类似的部件或部分。本领域技术人员应该理解，这些附图未必是按比例绘制的。附
图中：
图1为本发明捆绑式固体火箭总装方法的整体流程示意图；
图2为本发明助推子级部段进场示意图图；
图3为本发明助推子级部段附件安装示意图；
图4为本发明芯I级部段进场示意图；
图5为本发明芯I级部段附件安装示意图；
图6为本发明芯II级部段进场示意图；
图7为本发明芯II级部段附件安装示意图；
图8为本发明芯III级部段及芯II级级间段进场示意图；
图9为本发明芯III级部段附件安装示意图；
图10为本发明芯III级部段组装示意图；
图11为本发明卫星及整流罩合罩组装示意图；
图12为本发明全箭联调侧视图；
图13为本发明全箭联调俯视图；
图14为本发明助推级与芯I级装配示意图
图15为本发明芯I级与芯II级装配示意图；
图16为本发明芯II级与芯III级装配示意图；
图17为本发明星罩组合体与芯III级装配示意图；
图18为本发明捆绑式固体火箭的结构示意图。
其中，上述附图包括以下附图标记：
100、助推级总成，200、芯I级总成，300、芯II级总成，400、芯III级总成，500、星罩组合体。
具体实施方式
为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。
如图1所示，一种捆绑式固体火箭总装方法，包括以下步骤：
步骤S1、对捆绑式固体火箭中每个结构部段运输至组装场地进行独立组装。
其中，所述结构部段包括助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体。
所述星罩组合体包括整流罩和设置于所述整流罩内部的支架和载荷。载荷优选为卫星、载人飞船、航天站或行星际探测器。整流罩包括能够结合的两个瓣状半罩体。整流罩罩设于载荷的外部。
对捆绑式固体火箭中每个结构部段运输至组装场地进行独立组装时，助推级、芯I级、芯II级和芯III级对应的发动机运输前在尾喷管加装工装私服进行保护，并装载入保温箱运输进场。
具体的，对捆绑式固体火箭中每个结构部段运输至组装场地进行独立组装，包括：
步骤S101、将助推级的各部段运输至助推级组装场地进行组装。
具体的，如图2和图3所示，包括：
将助推级的斜头锥整流罩、助推级发动机、助推级尾端分别运输到助推级组装场地后卸车；
斜头锥整理罩使用斜头锥整理罩专用吊具和小型通用吊车水平吊至停放架上；
在助推级发动机包装箱上安装包装箱吊具，利用大型通用吊车卸至地面后，开箱后利用发动机吊具吊至驾车上；
助推级尾端使用通用吊具和小型通用吊车吊至停放架上；
安装助推级各部段所属零部件和航电设备；
助推级发动机末端的工装伺服更换为伺服机构；
在助推级发动机后封头处安装航电设备及支架；
连接固定尾端内的线缆；
在斜头锥整流罩安装上捆绑结构助推部分，在助推级尾端安装下捆绑结构助推部分；
使用小型通用吊车分别起吊斜头锥整流罩和助推级尾端，翻转90°后吊装，并与助推级发动机对接。
步骤S102、将芯I级的各部段运输至芯I级组装场地进行组装；
具体的，如图4和图5所示，包括：
将芯I级的芯I级级间段、芯I级发动机、芯I级尾端分别运输到芯I级组装场地后卸车；
将芯I级级间段和芯I级尾端分别使用通用吊具和小型通用吊车水平吊至停放架上；
在芯I级发动机包装箱上安装包装箱吊具，使用大型通用吊车卸至地面后，开箱安装芯I级发动机吊具再吊至驾车上；
安装芯I级各部段所属零部件和航电设备；
将芯I级发动机末端的工装伺服更换为伺服机构；
在芯I级发动机后封头处安装航电设备及支架；
连接固定芯I级尾端内的线缆；
在芯II级级间段外侧安装上捆绑结构芯级部分；
在芯II级内侧安装芯I级航电设备，连接芯II级级间段内部线缆；
在芯I级尾端外侧安装下捆绑结构芯级部分，在芯I级尾端内侧安装摄像装置及线缆；
使用小型通用吊车分别起吊斜头芯I级级间段和芯I级尾端，翻转90°后吊装与芯I级发动机对接；
将芯I级级间段和芯I级尾端与芯I级发动机锁紧后连接前后封头的连接电缆，安装芯I级电缆罩。
步骤S103、将芯II级的各部段运输至芯II级组装场地进行组装；
如图6和图7所示，对芯II级的各部段进行组装，结合结构装配和测试使用需求，将芯II级级间段放置在芯III子级内组装，因此芯II级组装的部段仅有芯II级发动机和芯II级尾段。具体的，包括：
芯II级的芯II级发动机、芯II级尾端分别运输到组装场地后卸车；
在芯II级发动机包装箱上安装包装箱吊具，使用中型通用吊车卸至地面后，开箱安装发动机吊具再吊至驾车上；
芯II级尾端使用通用吊具和小型通用吊车水平吊至停放架上；
安装各部段所属零部件和航电设备；
芯II级发动机末端的工装伺服更换为伺服机构；
在芯II级发动机后封头处安装相应航电设备及支架；
连接固定芯II级尾端内的线缆；
芯II级尾端内侧安装包括二级交换机和二级综合控制器在内的航电设备并连接电缆；
使用小型通用吊车起吊芯II级尾端，翻转90°后吊装与芯II级发动机对接；
锁紧芯II级尾段后连接前后封头的连接电缆，安装芯II级电缆罩发动机部分。
步骤S104、将芯III级的各部段运输至芯III级组装场地进行组装；
具体的，如图8至图10所示，包括：
将芯III级的仪器舱段、芯III级发动机和芯II级的级间段分别运输到组装场地后卸车；
将芯II级级间段使用通用吊具和小型通用吊车吊至停放架上；
仪器舱段使用仪器舱段专用吊具和小型通用吊车水平吊至停放架上；
在芯III级发动机包装箱安装包装箱吊具，使用小型通用吊车卸至地面；
将芯II级级间段和仪器舱段停放在停放架后，分别装配所属零部件和航电设备；
在仪器舱段内安装包括末修系统、飞行控制组合、惯组在内的航电设备，并连接线缆测试；
芯II级级间段外侧安装摄像装置和芯II级电缆罩级间段部分；
依次在芯II级级间段上方吊装仪器舱段和芯III级发动机；
芯II级级间段保持水平停放，使用小型通用吊车水平吊装仪器舱段与芯II级间段对接；
将芯III级发动机拆箱，安装专用吊具，使用小型通用吊车将其翻转至垂直状态，吊装在仪器舱段内进行连接。
步骤S105、将星罩组合体的各部段运输至星罩组合体组装场地进行组装。
具体的，如图11所示，对星罩组合体进行组装时，在卫星组装场地，将卫星和卫星支架垂直对接，并在驾车上完成整两半罩垂直合罩，形成星罩组合体；星罩组合体垂直运输至火箭总装测试场地，包括：
将卫星支架水平放置在工作台面，将卫星逐个吊至卫星支架上安装；
整流罩分为两个半罩水平进场，进场后在两个半罩上分别安装桁架，安装完毕后起吊整流罩桁架至垂直状态；
分别吊起整流罩I半罩、整流罩III半罩，水平移动吊车完成整流罩合罩。
其中，在该过程中，整流罩分为两个半罩单独包装运输至星罩组合体组装场地，到场安装桁架后进行起吊和组装。
在本发明的另一些实施例中，也可根据实际装配情况，对步骤S101-S105的顺序进行调整，只要在步骤S2之前，将助推级、芯I级、芯II级、芯III级以及星罩组合体进行总装之前完成相应组装过程即可。
步骤S2、对组装完成的每个结构部段进行独立测试。
具体包括：
步骤S201、在助推级组装完成后，对组装完成后的助推级进行测试；
步骤S202、在芯I级组装完成后，对组装完成后的芯I级进行测试；
步骤S203、在芯II级组装完成后，对组装完成后的芯II级进行测试；
步骤S204、在芯III级组装完成后，对组装完成后的芯III级进行测试；
步骤S205、在星罩组合体组装完成后，对组装完成后的星罩组合体进行测试。
在本发明的另一些实施例中，可以采用集中测试的方法，即在助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体均组装完成后，分别对助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体进行单独测试。
步骤S3、将测试完成的各个结构部段运至总装场地进行总装，形成捆绑式固体火箭总装。
具体的，如图14-图17所示，包括：
步骤S301、将组装并单独测试完成的助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体均运送至待发射区域；
步骤S302、将助推级起竖并吊放至发射台上；
步骤S303、将芯I级置于助推器合围出的区域内，并将助推级固定于芯I级的侧面。
具体包括：
将助推器运输到海上发射载体的预定地点后，使用助推级起竖架竖立助推器到发射台上；
对助推器调平后，使用吊具起吊水平放置的芯I级，起吊过程中旋转90°使芯I级头部向上保持垂直状态，缓慢放入助推器合围出的区域内；
待芯I级吊落至预定高度，连接芯I级和助推级之间的上下捆绑机构；
在下捆绑机构上固定芯I级和助推级之间的连接电缆，装配电缆盒，锁紧电缆两头的连接器。
步骤S304、将芯II级起竖并吊装至芯I级上方，对芯II级的滚转角度及水平位置和角度进行调整后与芯I级对接安装。
步骤S305、将芯III级起竖并吊装至芯II级上方，对芯III级的滚转角度及水平位置和角度进行调整后与芯II级对接安装。
步骤S306、将星罩组合体垂直吊装至芯Ⅲ级上方，对整流罩的滚转角度及水平位置和角度进行调整后与火箭对接。
其中，将测试完成的各个结构部段运至总装场地进行总装时，助推级、芯I级、芯II级、芯III级采用水平方式运输，星罩组合体采用竖直方式运输。
在本实施例中，助推级为4件，均布于芯I级的侧面。
在本发明的另一个实施例中，在步骤S2和步骤S3之间还包括：步骤S20、进行全箭联调测试。
如图12和图13所示，具体包括以下步骤：
步骤S21、将芯I级与芯II级对接并连接电器接口，验证两者间的机械接口性能和电器接口性能。
具体的，推动芯I级与芯II级支撑架车，将组装完成的芯I级与芯II级对接，验证机械接口性能；
从芯I级级间段的操作孔对将芯I级与芯II级间的电缆连接器连接，验证电器接口的性能。
步骤S22、将芯III级与芯II级对接并连接电器接口，验证两者间的机械接口性能和电器接口性能。
具体的，将芯III级水平停放在芯III级驾车上，移动芯III级驾车将组装完成的芯III级与芯II级对接，验证机械接口性能；
从芯II级级间段的操作孔对芯II级与芯III级间的电缆连接器连接，验证电器接口的性能。
步骤S23、将助推级与芯I级之间的电器接口连接，验证两者间的电器接口性能。
具体的，将载有推级架的助推级架车移动至芯I级发动机旁，将组装完成的助推发动机尾部两两相对并靠近芯I级发动级尾部，对芯I级与助推级间的电缆连接器连接，验证电器接口性能。
如图18所示，一种捆绑式固体火箭，由所述捆绑式固体火箭总装方法组装而成，包括：4件助推级总成100、1件芯I级总成200、1件芯II级总成300、1件芯III级总成400和1件星罩组合体500。
优选的，助推级总成100包括助推器尾段总成、助推器发动机、助推自毁装置和助推器斜头锥。
其中，助推器尾段总成包括助推器尾段壳体和助推器下端捆绑连杆。助推器斜头锥总成包括助推器斜头锥壳体和助推器上端捆绑连接机构。
优选的，所述芯I级200总成包括芯I级尾段总成、芯I级发动机、芯I级级间段总成和助推自毁装置。
其中，芯I级尾段总成包括芯I级尾段壳体和芯I级下端捆绑连杆。芯I级级间段总成包括芯I级级间段壳体和芯I级上端捆绑机构。
优选的，所述芯II级总成300包括芯II级尾段总成、芯II级发动机、芯II级级间段总成和助推自毁装置。
其中，芯II级尾段总成包括芯II级分离环和芯II级尾段壳体。芯II级级间段总成包括芯II级级间段壳体。
优选的，所述芯III级总成400包括芯III级发动机和仪器舱总成。
其中，仪器舱总成包括仪器舱末修总成和仪器舱分离环。仪器舱末修总成包括仪器舱壳体和末修姿控动力系统。
优选的，所述星罩组合体500包括整流罩I半罩总成、整流罩III半罩总成、转接环、卫星适配器总成和卫星。
其中，星罩组合体包括整流罩I半罩总成、整流罩III半罩总成、转接环、卫星适配器总成和卫星。
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、工作、器件、组件和/或它们的组合。
需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施方式能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (29)
1.一种捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，包括：
对捆绑式固体火箭中每个结构部段运输至组装场地进行独立组装；
对组装完成的每个结构部段进行独立测试；
将测试完成的各个结构部段运至总装场地进行总装，形成捆绑式固体火箭总装。
2.如权利要求1所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述结构部段包括助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体。
3.如权利要求2所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述星罩组合体包括整流罩和设置于所述整流罩内部的支架和载荷。
4.如权利要求3所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述载荷为卫星、载人飞船、航天站或行星际探测器。
5.如权利要求3所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述整流罩包括能够结合的两个瓣状半罩体。
6.如权利要求2所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述对捆绑式固体火箭中每个结构部段运输至组装场地进行独立组装，包括：
将助推级的各部段运输至助推级组装场地进行组装；
将芯I级的各部段运输至芯I级组装场地进行组装；
将芯II级的各部段运输至芯II级组装场地进行组装；
将芯III级的各部段运输至芯III级组装场地进行组装；
将星罩组合体的各部段运输至星罩组合体组装场地进行组装。
7.如权利要求6所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述将星罩组合体的各部段运输至星罩组合体组装场地进行组装时，整流罩分为两个半罩单独包装运输至星罩组合体组装场地，到场安装桁架后进行起吊和组装。
8.如权利要求6所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，在对捆绑式固体火箭中每个结构部段运输至组装场地进行独立组装时，助推级、芯I级、芯II级和芯III级对应的发动机运输前在尾喷管加装工装私服进行保护，并装载入保温箱运输进场。
9.如权利要求6所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述对组装完成的每个结构部段进行独立测试，包括：
在助推级组装完成后，对组装完成后的助推级进行测试；
在芯I级组装完成后，对组装完成后的芯I级进行测试；
在芯II级组装完成后，对组装完成后的芯II级进行测试；
在芯III级组装完成后，对组装完成后的芯III级进行测试；
在星罩组合体组装完成后，对组装完成后的星罩组合体进行测试。
10.如权利要求6所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述对组装完成的每个结构部段进行独立测试，包括：
在助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体均组装完成后，分别对助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体进行单独测试。
11.如权利要求2所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述将测试完成的各个结构部段运至总装场地进行总装，形成捆绑式固体火箭总装，包括：
将组装并单独测试完成的助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体均运送至待发射区域；
将助推级起竖并吊放至发射台上；
将芯I级置于助推器合围出的区域内，并将助推级固定于芯I级的侧面；
将芯II级起竖并吊装至芯I级上方，对芯II级的滚转角度及水平位置和角度进行调整后与芯I级对接安装；
将芯III级起竖并吊装至芯II级上方，对芯III级的滚转角度及水平位置和角度进行调整后与芯II级对接安装；
将星罩组合体垂直吊装至芯Ⅲ级上方，对整流罩的滚转角度及水平位置和角度进行调整后与火箭对接。
12.如权利要求11所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，将组装并单独测试完成的助推级、芯I级、芯II级、芯III级和星罩组合体均运送至待发射区域时，助推级、芯I级、芯II级、芯III级采用水平方式运输，星罩组合体采用竖直方式运输。
13.如权利要求11所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，在对组装完成的每个结构部段进行独立测试之后，将测试完成的各个结构部段运至总装场地进行总装之前，还包括进行全箭联调测试。
14.如权利要求13所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述全箭联调测试包括：
将芯I级与芯II级对接并连接电器接口，验证两者间的机械接口性能和电器接口性能；
将芯III级与芯II级对接并连接电器接口，验证两者间的机械接口性能和电器接口性能；
将助推级与芯I级之间的电器接口连接，验证两者间的电器接口性能。
15.如权利要求14所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述将芯I级与芯II级对接并连接电器接口，验证两者间的机械接口性能和电器接口性能，包括：
推动芯I级与芯II级支撑架车，将组装完成的芯I级与芯II级对接，验证机械接口性能；
从芯I级级间段的操作孔对将芯I级与芯II级间的电缆连接器连接，验证电器接口的性能。
16.如权利要求14所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述将芯III级与芯II级对接并连接电器接口，验证两者间的机械接口性能和电器接口性能，包括：
将芯III级水平停放在芯III级驾车上，移动芯III级驾车将组装完成的芯III级与芯II级对接，验证机械接口性能；
从芯II级级间段的操作孔对芯II级与芯III级间的电缆连接器连接，验证电器接口的性能。
17.如权利要求14所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述将助推级与芯I级之间的电器接口连接，验证两者间的电器接口性能，包括：
将载有推级架的助推级架车移动至芯I级发动机旁，将组装完成的助推发动机尾部两两相对并靠近芯I级发动级尾部，对芯I级与助推级间的电缆连接器连接，验证电器接口性能。
18.如权利要求11所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述将芯I级置于助推器合围出的区域内，并将助推级固定于芯I级的侧面，包括：
将助推器运输到海上发射载体的预定地点后，使用助推级起竖架竖立助推器到发射台上；
对助推器调平后，使用吊具起吊水平放置的芯I级，起吊过程中旋转90°使芯I级头部向上保持垂直状态，缓慢放入助推器合围出的区域内；
待芯I级吊落至预定高度，连接芯I级和助推级之间的上下捆绑机构；
在下捆绑机构上固定芯I级和助推级之间的连接电缆，装配电缆盒，锁紧电缆两头的连接器。
19.如权利要求6所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述将助推级的各部段运输至助推级组装场地进行组装，包括：
将助推级的斜头锥整流罩、助推级发动机、助推级尾端分别运输到助推级组装场地后卸车；
斜头锥整理罩使用斜头锥整理罩专用吊具和小型通用吊车水平吊至停放架上；
在助推级发动机包装箱上安装包装箱吊具，利用大型通用吊车卸至地面后，开箱后利用发动机吊具吊至驾车上；
助推级尾端使用通用吊具和小型通用吊车吊至停放架上；
安装助推级各部段所属零部件和航电设备；
助推级发动机末端的工装伺服更换为伺服机构；
在助推级发动机后封头处安装航电设备及支架；
连接固定尾端内的线缆；
在斜头锥整流罩安装上捆绑结构助推部分，在助推级尾端安装下捆绑结构助推部分；
使用小型通用吊车分别起吊斜头锥整流罩和助推级尾端，翻转90°后吊装，并与助推级发动机对接。
20.如权利要求6所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述将芯I级的各部段运输至芯I级组装场地进行组装，包括：
将芯I级的芯I级级间段、芯I级发动机、芯I级尾端分别运输到芯I级组装场地后卸车；
将芯I级级间段和芯I级尾端分别使用通用吊具和小型通用吊车水平吊至停放架上；
在芯I级发动机包装箱上安装包装箱吊具，使用大型通用吊车卸至地面后，开箱安装芯I级发动机吊具再吊至驾车上；
安装芯I级各部段所属零部件和航电设备；
将芯I级发动机末端的工装伺服更换为伺服机构；
在芯I级发动机后封头处安装航电设备及支架；
连接固定芯I级尾端内的线缆；
在芯II级级间段外侧安装上捆绑结构芯级部分；
在芯II级内侧安装芯I级航电设备，连接芯II级级间段内部线缆；
在芯I级尾端外侧安装下捆绑结构芯级部分，在芯I级尾端内侧安装摄像装置及线缆；
使用小型通用吊车分别起吊斜头芯I级级间段和芯I级尾端，翻转90°后吊装与芯I级发动机对接；
将芯I级级间段和芯I级尾端与芯I级发动机锁紧后连接前后封头的连接电缆，安装芯I级电缆罩。
21.如权利要求6所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述将芯II级的各部段运输至芯II级组装场地进行组装，包括：
芯II级的芯II级发动机、芯II级尾端分别运输到组装场地后卸车；
在芯II级发动机包装箱上安装包装箱吊具，使用中型通用吊车卸至地面后，开箱安装发动机吊具再吊至驾车上；
芯II级尾端使用通用吊具和小型通用吊车水平吊至停放架上；
安装各部段所属零部件和航电设备；
芯II级发动机末端的工装伺服更换为伺服机构；
在芯II级发动机后封头处安装相应航电设备及支架；
连接固定芯II级尾端内的线缆；
芯II级尾端内侧安装包括二级交换机和二级综合控制器在内的航电设备并连接电缆；
使用小型通用吊车起吊芯II级尾端，翻转90°后吊装与芯II级发动机对接；
锁紧芯II级尾段后连接前后封头的连接电缆，安装芯II级电缆罩发动机部分。
22.如权利要求6所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述将芯III级的各部段运输至芯III级组装场地进行组装，包括：
将芯III级的仪器舱段、芯III级发动机和芯II级的级间段分别运输到组装场地后卸车；
将芯II级级间段使用通用吊具和小型通用吊车吊至停放架上；
仪器舱段使用仪器舱段专用吊具和小型通用吊车水平吊至停放架上；
在芯III级发动机包装箱安装包装箱吊具，使用小型通用吊车卸至地面；
将芯II级级间段和仪器舱段停放在停放架后，分别装配所属零部件和航电设备；
在仪器舱段内安装包括末修系统、飞行控制组合、惯组在内的航电设备，并连接线缆测试；
芯II级级间段外侧安装摄像装置和芯II级电缆罩级间段部分；
依次在芯II级级间段上方吊装仪器舱段和芯III级发动机；
芯II级级间段保持水平停放，使用小型通用吊车水平吊装仪器舱段与芯II级间段对接；
将芯III级发动机拆箱，安装专用吊具，使用小型通用吊车将其翻转至垂直状态，吊装在仪器舱段内进行连接。
23.如权利要求6所述的捆绑式固体火箭总装方法，其特征在于，所述将星罩组合体的各部段运输至星罩组合体组装场地进行组装，包括：
将卫星支架水平放置在工作台面，将卫星逐个吊至卫星支架上安装；
整流罩分为两个半罩水平进场，进场后在两个半罩上分别安装桁架，安装完毕后起吊整流罩桁架至垂直状态；
分别吊起整流罩I半罩、整流罩III半罩，水平移动吊车完成整流罩合罩。
24.一种捆绑式固体火箭，其特征在于，由权利要求1-23任一项所述捆绑式固体火箭总装方法组装而成，包括：助推级总成、芯I级总成、芯II级总成、芯III级总成和星罩组合体。
25.如权利要求24所述的捆绑式固体火箭，其特征在于，所述助推级总成包括助推器尾段总成、助推器发动机、助推自毁装置和助推器斜头锥。
26.如权利要求24所述的捆绑式固体火箭，其特征在于，所述芯I级总成包括芯I级尾段总成、芯I级发动机、芯I级级间段总成和助推自毁装置。
27.如权利要求24所述的捆绑式固体火箭，其特征在于，所述芯II级总成包括芯II级尾段总成、芯II级发动机、芯II级级间段总成和助推自毁装置。
28.如权利要求24所述的捆绑式固体火箭，其特征在于，所述芯III级总成包括芯III级发动机和仪器舱总成。
29.如权利要求24所述的捆绑式固体火箭，其特征在于，所述星罩组合体包括整流罩I半罩总成、整流罩III半罩总成、转接环、卫星适配器总成和卫星。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311766126.5A CN117685830A (zh) | 2023-12-21 | 2023-12-21 | 一种捆绑式固体火箭总装方法及捆绑式固体火箭 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311766126.5A CN117685830A (zh) | 2023-12-21 | 2023-12-21 | 一种捆绑式固体火箭总装方法及捆绑式固体火箭 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117685830A true CN117685830A (zh) | 2024-03-12 |
Family
ID=90133442
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202311766126.5A Pending CN117685830A (zh) | 2023-12-21 | 2023-12-21 | 一种捆绑式固体火箭总装方法及捆绑式固体火箭 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN117685830A (zh) |
-
2023
- 2023-12-21 CN CN202311766126.5A patent/CN117685830A/zh active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110525688B (zh) | 一种在轨可重构可扩展的卫星系统 | |
| CN102009746B (zh) | 八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型 | |
| US9783313B2 (en) | Installing or removing aircraft engines | |
| US20080149777A1 (en) | Piggyback equipment panel payload arrangement, a device for and method of attaching a hosted secondary piggyback payload and adapter to be used for a piggyback secondary payload arrangement for launching the piggyback equipment panel secondary | |
| CN112441261B (zh) | 一种多空间机器人在轨协同装配超大型太空望远镜的方法 | |
| CN112404984B (zh) | 基于多空间机器人的超大型空间望远镜在轨组装系统 | |
| CN111003211B (zh) | 一种可在轨组装扩展的航天器构型 | |
| US20150083865A1 (en) | Multiple spacecraft launch system | |
| US5407152A (en) | Pre-integrated truss space station and method of assembly | |
| CN111619827A (zh) | 用于航天器的充气展开式居住舱 | |
| CN113589517A (zh) | 大型太空望远镜可分离模块化子镜结构与在轨更换方法 | |
| CN115371500A (zh) | 一种星箭载一体化飞行器 | |
| CN113608346B (zh) | 超大型太空望远镜模块化子镜拼接方案及标准化接口 | |
| CN113581502B (zh) | 基于多空间机器人系统的超大型太空望远镜在轨组装方法 | |
| CN117685830A (zh) | 一种捆绑式固体火箭总装方法及捆绑式固体火箭 | |
| CN116552807A (zh) | 一种舱段结构式卫星 | |
| RU2312294C2 (ru) | Самоходная пусковая установка | |
| CN116242202A (zh) | 一种运载火箭的测试发射方法 | |
| CN110104224B (zh) | 封堵组件、整流罩和飞行器 | |
| CN113772136B (zh) | 基于多空间机器人系统的超大型太空望远镜在轨维护方法 | |
| CN117922843A (zh) | 一种运载火箭电气系统及其布线方法、运载火箭 | |
| Buckley | Shuttle ground turnaround operations | |
| Brinkley et al. | Commercial Airlock for the International Space Station | |
| Qureshi et al. | Cutting the Cost of a Star Shade Occulter Using In-Space Assembly | |
| Nichols et al. | TAURUS payload launch processing experience |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |