[发明专利]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

权利要求书

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。