一种大型固体火箭发动机芯模翼片脱模装置制造方法及图纸

本发明专利技术针对大型发动机翼片人工无法脱模或脱模困难的问题，提供一种大型固体火箭发动机芯模翼片脱模装置，基本结构包括脱模杆、顶板、轴承、轴承座、基座、顶杆、导向杆；基座安装于固体火箭发动机机口；脱模杆与顶板连接固定；顶杆端头带有螺纹结构，安装在轴承座上并与顶板固定，旋转顶杆可施加顶杆对顶板和脱模杆的水平推力；导向杆通过基座的导向孔安装固定在顶板上；芯模翼片可与脱模杆连接固定。旋转顶杆可使脱模杆水平移动，翼片上下均匀受力从翼片槽水平移动至主芯棒脱模后的空腔。本发明专利技术克服了传统的顶丝方式只在翼片一端施加外力而造成药柱表面损伤的问题，同时可有效提高脱模效率和作业的安全性。

Core die fin releasing device for large solid rocket motor

The invention to solve the problem of large engine blades cannot release or release of artificial difficult, a large solid rocket engine core wing structure comprises a demoulding demoulding device, rod, plate, bearing, bearing seat, a base, a push rod, a guide rod is installed on the base; solid rocket engine; ejector rod fixed connected with the roof; the top end head is provided with a screw thread structure, mounted on the bearing seat and fixed roof, rotating rod horizontal thrust rod is applied to the roof and ejection rod; a guide hole through the guide rod base is fixed on the roof; the mandrel fins can be fixedly connected with the ejection rod. The rotating ejector rod can move the ejector lever horizontally, and the upper and lower parts of the vane are uniformly moved from the fin groove to the cavity after the main mandrel is released. The invention overcomes the problem that the outer surface of a medicine cylinder is damaged when an external force is applied at one end of the wing plate in the traditional top wire mode, and the release efficiency and the safety of the operation can be effectively improved.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及固体火箭发动机制造过程，特别是大型固体火箭发动机装药脱模过程。
技术介绍
随着固体火箭发动机技术的不断发展，发动机制造技术工艺水平不断提高，发动机直径和装药量也在不断提高。对于大直径、长结构发动机，尤其是翼片整体长度长，单个翼片质量重的芯模结构，传统的人工脱模工艺已经无法实施。目前，对于较大翼片的脱模工艺是，通过人工拧紧发动机后定位环与翼片挂钩配合的顶丝的方式，暨利用顶丝顶住翼片挂钩，慢慢将翼片从翼片槽中顶出，然后用吊车将翼片从燃烧室内吊出。当翼片较长时，采用顶丝方式在翼片一端施加一定的力形成位移时，会造成翼片另一端倾斜损伤翼片槽药型面；当翼片整体结构较大，翼片与推进剂表面接触面积大，总体粘接力较大，采用顶丝脱模需要的顶出力更大，还可能造成脱模过程翼片挂钩变形等问题。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种大型固体火箭发动机芯模翼片脱模装置,以解决大型发动机翼片人工无法脱模或脱模困难的问题，克服传统的顶丝方式只在翼片一端施加外力而造成药柱表面损伤的问题，同时有效提高脱模效率，提高脱模作业安全性。本专利技术所采用的技术方案:一种大型固体火箭发动机芯模翼片脱模装置，包括脱模杆、顶板、轴承、轴承座、基座、顶杆、导向杆；基座可安装固定于固体火箭发动机机口；脱模杆配有对应的芯模翼片连接孔，顶端设有与吊环连接的螺纹孔或吊孔；脱模杆通过螺栓与顶板连接固定；顶杆端头带有螺纹结构与轴承配合安装在轴承座上并与顶板固定，旋转顶杆可施加顶杆对顶板和脱模杆的水平推力；导向杆通过基座的导向孔安装固定在顶板上；脱模杆可伸入燃烧室内主芯棒脱模后的空腔，芯模翼片可通过对应连接孔采用螺栓与脱模杆连接固定。旋转顶杆可施加水平外力推动顶板和脱模杆并水平移动时，翼片上下均匀受力从翼片槽水平移动至主芯棒脱模后的空腔。松开脱模杆与顶板连接固定的螺栓，用吊车将翼片从固体火箭发动机燃烧室内主芯棒脱模后的空腔内吊出。之后再安装脱模杆，调节芯模翼片脱模装置位置，重复上述脱模过程，直至翼片全部脱出。为节省人力，本专利技术增加了电机动力装置，电机动力装置与顶杆连接，驱动旋转顶杆可水平推动顶板和脱模杆水平移动。为保证脱模质量和安全，电机动力装置驱动旋转顶杆使水平驱动顶板和脱模杆的水平移动速度每秒不大于1mm，且有限位设置。为进一步提升自动化水平，电机动力装置的运行速度和时间可由计算机程序控制。为进一步优化脱模过程，在完成脱模一片翼片后，方便调节芯模翼片脱模装置的位置，可增加基座架结构。基座架包括固定底环、基座环和定位锁；固定底环可安装固定于固体火箭发动机机口，基座环可与基座连接；定位锁打开时，基座环相对于固定底环可自由转动；定位锁锁住时，基座环相对于固定底环不能转动。当完成脱模一片翼片后，打开定位锁，旋转基座环，使脱模杆在燃烧室内主芯棒脱模后的空腔内，脱模杆的翼片连接孔与翼片的连接孔有效对应。针对一些不宜在机口安装基座和基座架的发动机，设计有地面支撑架，固定好后，地面支撑架安装平面与发动机机口平面平行。基座架不安装固定于固体火箭发动机机口，而安装固定于地面支撑架。对于非系列大型固体火箭发动机研制生产，优选脱模杆、顶板、轴承、轴承座、基座、顶杆、导向杆，基座可安装固定于固体火箭发动机机口，脱模杆配有对应的芯模翼片连接孔，顶端设有与吊环连接的螺纹孔或吊孔的结构。对于系列大型固体火箭发动机研制生产，优选包括脱模杆、顶板、轴承、轴承座、基座、顶杆、导向杆、电机动力装置、基座架、地面支撑架，基座安装在基座架及地面支撑架，脱模杆配有对应的芯模翼片连接孔，顶端设有与吊环连接的螺纹孔或吊孔的结构。附图说明图1大型发动机芯模翼片脱模装置基本结构示意图；图2大型发动机芯模翼片脱模装置包含电机动力装置结构示意图；图3基座架结构示意图；图4地面支撑架结构示意图。附图中，1为脱模杆、2为顶板、3为轴承、4为轴承座、5为基座、6为顶杆、7为导向杆、8为电机动力装置、9为基座架、10为固定底环、11为基座环、12为定位锁、13为地面支撑架，14为翼片连接孔。具体实施方式下面结合附图和实施例对本专利技术做进一步的说明:图1大型发动机芯模翼片脱模装置基本结构示意图；图2大型发动机芯模翼片脱模装置包含电机动力装置结构示意图；图3基座架结构示意图；图4地面支撑架结构示意图。图1大型发动机芯模翼片脱模装置基本结构示意图。一种大型固体火箭发动机芯模翼片脱模装置，包括脱模杆1、顶板2、轴承3、轴承座4、基座5、顶杆6、导向杆7；基座5可安装固定于固体火箭发动机机口；脱模杆1配有对应的芯模翼片连接孔14，顶端设有与吊环连接的螺纹孔或吊孔；脱模杆1通过螺栓与顶板2连接固定；顶杆6端头带有螺纹结构与轴承3配合安装在轴承座4上并与顶板2固定，旋转顶杆6可施加顶杆6对顶板2和脱模杆1的水平推力；导向杆7通过基座5的导向孔安装固定在顶板2上；脱模杆1可伸入燃烧室内主芯棒脱模后的空腔，芯模翼片可通过对应翼片连接孔14采用螺栓与脱模杆1连接固定。旋转顶杆6可施加水平外力推动顶板2和脱模杆1并水平移动时，翼片上下均匀受力从翼片槽水平移动至主芯棒脱模后的空腔。松开脱模杆1与顶板2连接固定的螺栓，用吊车将翼片从固体火箭发动机燃烧室内主芯棒脱模后的空腔内吊出。图2大型发动机芯模翼片脱模装置包含电机动力装置结构示意图。一种大型固体火箭发动机芯模翼片脱模装置，包括脱模杆1、顶板2、轴承3、轴承座4、基座5、顶杆6、导向杆7、电机动力装置8；基座5可安装固定于固体火箭发动机机口；脱模杆1配有对应的芯模翼片连接孔14，顶端设有与吊环连接的螺纹孔或吊孔；脱模杆1通过螺栓与顶板2连接固定；顶杆6端头带有螺纹结构与轴承3配合安装在轴承座4上并与顶板2固定；电机动力装置8与顶杆6连接，电机动力装置8驱动旋转顶杆6可施加顶杆6对顶板2和脱模杆1的水平推力；导向杆7通过基座5的导向孔安装固定在顶板2上；脱模杆1可伸入燃烧室内主芯棒脱模后的空腔，芯模翼片可通过对应翼片连接孔14采用螺栓与脱模杆1连接固定。电机动力装置8驱动旋转顶杆6可施加水平外力推动顶板2和脱模杆1并水平移动时，翼片上下均匀受力从翼片槽水平移动至主芯棒脱模后的空腔。松开脱模杆1与顶板2连接固定的螺栓，用吊车将翼片从固体火箭发动机燃烧室内主芯棒脱模后的空腔内吊出。电机动力装置8驱动旋转顶杆6使水平驱动顶板2和脱模杆1的水平移动速度每秒不大于1mm，且有限位设置。为进一步提升自动化水平，电机动力装置（8）的运行速度和时间可由计算机程序控制。图3基座架结构示意图。基座架9包括固定底环10、基座环11和定位锁12；固定底环10可安装固定于固体火箭发动机机口，基座环11可与基座5连接；定位锁12打开时，基座环11相对于固定底环10可自由转动；定位锁12锁住时，基座环11相对于固定底环10不能转动。当完成脱模一片翼片后，打开定位锁12，旋转基座环11，使脱模杆1在燃烧室内主芯棒脱模后的空腔内，脱模杆1的翼片连接孔14与翼片的连接孔有效对应。图4地面支撑架结构示意图。地面支撑架13安装平面与发动机机口平面平行。基座架9不安装固定于固体火箭发动机机口，而安装固定于地面支撑架13。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种大型固体火箭发动机芯模翼片脱模装置，包括脱模杆（1），其特征在于，还包括顶板（2）、轴承（3）、轴承座（4）、基座（5）、顶杆（6）、导向杆（7）；基座（5）可安装固定于固体火箭发动机机口；脱模杆（1）配有对应的芯模翼片连接孔（14），顶端设有与吊环连接的螺纹孔或吊孔；脱模杆（1）通过螺栓与顶板（2）连接固定；顶杆（6）端头带有螺纹结构与轴承（3）配合安装在轴承座（4）上并与顶板（2）固定，旋转顶杆（6）可施加顶杆（6）对顶板（2）和脱模杆（1）的水平推力；导向杆（7）通过基座（5）的导向孔安装固定在顶板（2）上；脱模杆（1）可伸入燃烧室内主芯棒脱模后的空腔，芯模翼片可通过对应连接孔采用螺栓与脱模杆（1）连接固定。

【技术特征摘要】
1.一种大型固体火箭发动机芯模翼片脱模装置，包括脱模杆（1），其特征在于，还包括顶板（2）、轴承（3）、轴承座（4）、基座（5）、顶杆（6）、导向杆（7）；基座（5）可安装固定于固体火箭发动机机口；脱模杆（1）配有对应的芯模翼片连接孔（14），顶端设有与吊环连接的螺纹孔或吊孔；脱模杆（1）通过螺栓与顶板（2）连接固定；顶杆（6）端头带有螺纹结构与轴承（3）配合安装在轴承座（4）上并与顶板（2）固定，旋转顶杆（6）可施加顶杆（6）对顶板（2）和脱模杆（1）的水平推力；导向杆（7）通过基座（5）的导向孔安装固定在顶板（2）上；脱模杆（1）可伸入燃烧室内主芯棒脱模后的空腔，芯模翼片可通过对应连接孔采用螺栓与脱模杆（1）连接固定。2.根据权利要求1所述的一种大型固体火箭发动机芯模翼片脱模装置，包括脱模杆（1）、顶板（2）、基座（5）、顶杆（6）、导向杆（7），其特征在于，还包括电机动力装置（8），电机动力装置（8）与顶杆（6）连接，驱动旋转顶杆（6）可水平推动顶板（2）和脱模杆（1）水平移动。3.根据权利要求2所述的一种大型固...

【专利技术属性】
技术研发人员：李晓杰，郭晓磊，华金宏，
申请(专利权)人：内蒙古航天红峡化工有限公司，
类型：发明
国别省市：内蒙古;15