[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

说明书

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。

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。