[发明专利]一种固体火箭发动机封头段内绝热层粘贴装置

说明书

本发明公开的一种固体火箭发动机封头段内绝热层粘贴装置，包括旋转装置和粘贴装置，将发动机壳体放置在调节平台上，在旋转装置上设置两个粘贴装置分别对发动机壳体的后封头段和前封头段进行粘贴绝热层，通过旋转装置使两个粘贴装置依次进入工作位置，将绝热层贴附在粘贴臂上，并通过关节模组控制粘贴的角度，使其便于进入发动机壳体内部，通过丝杠滑块机构对粘贴臂施加压力，模拟人工的粘贴过程，同时通过转动机构按照设定的角度旋转，使粘贴臂对绝热层的所有区域进行擀压，实现对绝热层360°的擀压，保证绝热层粘贴的质量，解决了技术工人手工卷制及进入壳体的高复杂作业问题，提高粘贴效率并降低操作难度。

技术领域

本发明涉及火箭发动机制造技术领域，具体为一种固体火箭发动机封头段内绝热层粘贴装置。

背景技术

固体火箭发动机壳体的内绝热层包括筒体直线段、前封头段和后封头段三部分。固体火箭发动机的内绝热层是位于壳体内表面与推进剂之间的热防护材料，它可以通过自身的不断分解、烧蚀带走大部分热量以减缓燃气的高温向壳体的传播速度，避免发动机壳体在高温、高压燃气的环境下达到危机其结构完整性的温度，保证发动机的正常工作。

目前固体火箭发动机金属壳体封头部位普遍采用人工脱粘成型，将裁制好的绝热层软片经过预热、刷胶粘剂粘贴于发动机壳体曲面内壁上，通过控制不同尺寸软片粘贴的位置及累积粘贴层数来保障发动机曲面内绝热层结构的设计厚度。人工脱粘成型不可避免地存在操作难度大、铺贴质量差、工艺方法效率低，导致层间存气多、气泡多，进而绝热层固化后易出现脱粘的质量问题，致使火箭工作过程中，人工脱粘成型的绝热层很可能造成热防护能力下降、局部温度过高乃至热变形等严重问题。

现有的固体火箭发动机壳体封头段内绝热层成型技术依旧依靠传统的人工脱粘成型，或是即使实现了成型过程优化，但仍离不开人工操作，无法实现内绝热层在成型过程中的精确定位和对粘贴质量的保证。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提供一种固体火箭发动机封头段内绝热层粘贴装置，实现绝热层软片在火箭发动机金属壳体封头部的自动化粘结，提高粘结的质量和效率。

本发明是通过以下技术方案来实现：

一种固体火箭发动机封头段内绝热层粘贴装置，包括旋转装置和粘贴装置；

所述旋转装置包括基座以及设置基座上的支撑架，支撑架通过旋转机构连接，两个粘贴装置分别通过悬臂与支撑架连接，并向调节平台的一侧延伸，旋转机构用于驱动支撑架转动，使其中一个粘贴装置进入工作位置；

所述粘贴装置包括粘贴臂、固定座、关节模组、擀压装置和转动机构；

所述两个粘贴臂沿固定座的轴中心对称设置在固定座的两侧，并且粘贴臂的一端与固定座铰接，固定座的一端通过关节模组与转动机构的端部连接，转动机构通过悬臂与旋转装置连接；

所述擀压装置包括丝杠滑块机构和连接臂，丝杠滑块机构与固定座连接，并能够沿固定座的轴向移动，连接臂的一端与丝杠滑块机构连接，另一端与粘贴臂的连接，丝杠滑块机构能够使粘贴臂沿铰接端转动角度对绝热层软片施加压力，使其粘贴在发送机壳体的内壁上。

优选的，所述粘贴装置还包括喷胶机械手，喷胶机械手设置在旋转机构上。

优选的，所述丝杠滑块机构包括滑环、滑块和丝杠；

所述固定座通过套筒与关节模组连接，丝杠设置在套筒中，滑块配套在丝杠上，套筒的侧壁上沿其轴向设置有导向槽，滑环套设在套筒上，滑块的上端伸出导向槽与滑环连接，滑环通过连接臂与粘贴臂的内表面连接。

优选的，所述粘贴臂包括第一粘贴臂、第二粘贴臂和欠驱动装置；

所述第一粘贴臂的一端与固定座的一侧铰接，另一端通过欠驱动装置与第二粘贴臂的一端连接，当第一粘贴臂和第二粘贴臂接在发动机壳体端头的内壁上，欠驱动装置用于第二粘贴臂施加压力。