一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置，固体火箭发动机包括前裙和后裙，固体火箭发动机固定于多个机身框上，固体火箭发动机插设于多个机身框内，固定装置包括前裙固定组件和多个后裙固定组件，前裙通过前裙固定组件连接于机身框，多个后裙固定组件沿周向均布地夹持后裙，每个后裙固定组件固连于机身框，且能够沿固体火箭发动机的轴向滑动。本发明专利技术涉及的一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置，在固体火箭发动机燃烧室膨胀时，由于前裙与机身固定，后裙固定件能够沿着固体火箭发动机轴线方向滑动，从而避免了固体火箭机身结构与固体火箭发动机之间变形不匹配。
【技术实现步骤摘要】
一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置
本专利技术属于航空航天飞行器结构设计领域，更具体地，涉及一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置。
技术介绍
以内埋小型固体火箭发动机作为动力的飞行器具有飞行速度快、响应迅速的特点，在靶机、无人侦查方面具有一定的优势。固体火箭发动机在工作过程中由于内压急剧增加，发动机燃烧室尺寸迅速增大，包括沿着发动机轴线方向伸长、发动机直径变大两个自由度的变形。由于飞行器承力结构一般采用冷结构设计，在工作过程中不允许发生明显的形变，所以将固体火箭发动机固定于飞行器承力结构上，机体结构与发动机壳体之间因变形不匹配导致过大的载荷，所以固体火箭发动机的固定方案需要考虑释放发动机变形的自由度，允许发动机在轴向、径向两个方向相对机身承力结构有一定的相对滑动空间。采用涡喷发动机的现役主流战斗机发动机工作中也会出现膨胀，相对机身冷结构也存在变形不匹配的问题，所以发动机与机身的固定一般采用承力杆、滑轨、可转动接头等组成的可以释放发动机变形量的固定结构。采用固体火箭发动机作为动力的飞行器一般飞行速度较高，飞机横截面积较小，机身内空间不允许采用类似涡喷发动机的固定方式，而且固体火箭发动机现对膨胀量要大于涡喷发动机，所以，对于内埋小型固体火箭发动机作为动力的飞行器，需要设计一种空间紧凑、允许发动机大变形的固定方案。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置，能够在固定固体火箭发动机的同时，释放固体火箭发动机的变形量。为了实现上述目的，本专利技术提供一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置，所述固体火箭发动机包括前裙和后裙，所述固体火箭发动机固定于多个机身框上，所述固体火箭发动机插设于多个所述机身框内，所述固定装置包括前裙固定组件和多个后裙固定组件，所述前裙通过所述前裙固定组件连接于所述机身框，多个所述后裙固定组件沿周向均布地夹持所述后裙，每个后裙固定组件固连于所述机身框，且能够沿所述固体火箭发动机的轴向滑动。优选地，所述前裙固定组件包括多个第一连接件，所述多个第一连接件沿周向均布，且沿平行于所述固体火箭发动机轴向的方向穿过所述机身框连接于所述前裙。优选地，所述后裙固定组件包括滑块、固定支座、锁紧件和顶杆；所述固定支座连接于所述机身框，所述顶杆沿所述固体火箭发动机的径向设于所述固定支座上，所述滑块压紧所述后裙的外壁且被所述顶杆压紧。优选地，所述滑块的内侧面为与所述固体火箭发动机外壁适配的弧形，所述滑块的内侧面光滑且能够贴合于固体火箭发动机的外壁。优选地，所述滑块的外侧面设有凹槽，所述顶杆的端部设有卡接部，所述卡接部适配于所述凹槽内径且压紧于所述凹槽内。优选地，所述固定支座包括垂直连接的第一安装板、第二安装板和加强板，所述第一连接板与所述机身框固定连接，所述顶杆穿设于所述第二安装板，所述加强板的两端设于所述第一安装板与所述第二安装板之间。优选地，还包括至少一个中间固定组件，所述中间固定组件连接于所述固体火箭发动机的壳体与所述机身框，且夹紧所述固体火箭发动机的壳体。优选地，所述中间固定组件包括多个箍段和多个耳片，每个所述箍段为圆弧形，多个所述箍段拼接为环形以夹紧所述固体火箭发动机的壳体，所述耳片为T型，包括垂直连接的固定板和连接板，所述固定板固连于所述机身框上，所述连接板设于相邻的所述箍段之间。优选地，所述耳片的所述连接板上设有安装孔，所述耳片通过穿过所述安装孔的第二连接件与所述箍段相连接。优选地，所述安装孔为腰型孔。本专利技术涉及的一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置，其有益效果在于：在固体火箭发动机燃烧室膨胀时，由于前裙与机身固定，后裙固定件能够沿着固体火箭发动机轴线方向滑动，从而避免了固体火箭机身结构与固体火箭发动机之间变形不匹配。本专利技术的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。附图说明通过结合附图对本专利技术示例性实施方式进行更详细的描述，本专利技术的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本专利技术示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。图1示出了本专利技术的一个示例性实施例的内埋安装的固体火箭发动机固定装置的结构示意图；图2示出了本专利技术的一个示例性实施例的内埋安装的固体火箭发动机固定装置中前裙固定组件的结构示意图；图3示出了本专利技术的一个示例性实施例的内埋安装的固体火箭发动机固定装置中后裙固定组件的安装位置结构示意图；图4示出了本专利技术的一个示例性实施例的内埋安装的固体火箭发动机固定装置中后裙固定组件的结构示意图；图5示出了本专利技术的一个示例性实施例的内埋安装的固体火箭发动机固定装置中顶杆与滑块的结构示意图图6示出了本专利技术的一个示例性实施例的内埋安装的固体火箭发动机固定装置中中间固定组件的安装位置示意图；图7示出了本专利技术的一个示例性实施例的内埋安装的固体火箭发动机固定装置中中间固定单元的结构示意图图8示出了本专利技术的一个示例性实施例的内埋安装的固体火箭发动机固定装置中耳片的结构示意图。附图标记说明：1、固体火箭发动机，2、机身框，3、前裙固定组件，31第一接件，4、后裙固定组件，41滑块，411凹槽，42固定支座，43锁紧件，44顶杆，5中间固定组件，51第一箍段，52第二箍段，53耳片，54第二连接件，55安装孔。具体实施方式下面将更详细地描述本专利技术的优选实施方式。虽然以下描述了本专利技术的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本专利技术而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本专利技术更加透彻和完整，并且能够将本专利技术的范围完整地传达给本领域的技术人员。为解决现有技术存在的问题，本专利技术提供了一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置，固体火箭发动机包括前裙和后裙，固体火箭发动机固定于多个机身框上，固体火箭发动机插设于多个机身框内，固定装置包括前裙固定组件和多个后裙固定组件，前裙通过前裙固定组件连接于机身框，多个后裙固定组件沿周向均布地夹持后裙，每个后裙固定组件固连于机身框，且能够沿固体火箭发动机的轴向滑动。本专利技术涉及的内埋安装的固体火箭发动机固定装置，在固体火箭发动机燃烧室膨胀时，由于前裙与机身固定，后裙固定件能够沿着固体火箭发动机轴线方向滑动，从而避免了固体火箭机身结构与固体火箭发动机之间变形不匹配。优选地，前裙固定组件包括多个第一连接件，多个第一连接件沿周向均布，且沿平行于固体火箭发动机轴向的方向穿过机身框连接于前裙。固体火箭发动机的前裙平行于机身框设置，第一连接件为螺钉，通过螺钉直接将机身框个固体火箭发动机的前裙固定连接，用于固定固体火箭发动机前端，并将固体火箭发动机轴向推力通过机身加强框传递给机身。优选地，后裙固定组件包括滑块、固定支座、锁紧件和顶杆；固定支座连接于机身框，顶杆沿固体火箭发动机的径向设于固定支座上，滑块压紧后裙的外壁且被顶杆压紧。优选地，滑块的内侧面为与固体火箭发动机外壁适配本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置，所述固体火箭发动机(1)包括前裙和后裙，所述固体火箭发动机固定于多个机身框(2)上，所述固体火箭发动机(1)插设于多个所述机身框(2)内，其特征在于，所述固定装置包括前裙固定组件(3)和多个后裙固定组件(4)，所述前裙通过所述前裙固定组件(3)连接于所述机身框(2)，多个所述后裙固定组件(4)沿周向均布地夹持所述后裙，每个后裙固定组件(4)固连于所述机身框(2)，且能够沿所述固体火箭发动机(1)的轴向滑动。/n
【技术特征摘要】
1.一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置，所述固体火箭发动机(1)包括前裙和后裙，所述固体火箭发动机固定于多个机身框(2)上，所述固体火箭发动机(1)插设于多个所述机身框(2)内，其特征在于，所述固定装置包括前裙固定组件(3)和多个后裙固定组件(4)，所述前裙通过所述前裙固定组件(3)连接于所述机身框(2)，多个所述后裙固定组件(4)沿周向均布地夹持所述后裙，每个后裙固定组件(4)固连于所述机身框(2)，且能够沿所述固体火箭发动机(1)的轴向滑动。
2.根据权利要求1所述的内埋安装的固体火箭发动机固定装置，其特征在于，所述前裙固定组件(3)包括多个第一连接件(31)，所述多个第一连接件(31)沿周向均布，且沿平行于所述固体火箭发动机(1)轴向的方向穿过所述机身框(2)连接于所述前裙。
3.根据权利要求1所述的内埋安装的固体火箭发动机固定装置，其特征在于，所述后裙固定组件(4)包括滑块(41)、固定支座(42)、锁紧件(43)和顶杆(44)；
所述固定支座(42)连接于所述机身框(2)，所述顶杆(44)沿所述固体火箭发动机(1)的径向设于所述固定支座(42)上，所述滑块(41)压紧所述后裙的外壁且被所述顶杆(44)压紧。
4.根据权利要求3所述的内埋安装的固体火箭发动机固定装置，其特征在于，所述滑块(41)的内侧面为与所述固体火箭发动机(1)外壁适配的弧形，所述滑块(41)的内侧面光滑且能够贴合于固体火箭发动机(1)的外壁。
5.根据权利要求4所述的内埋安装的固体火箭发动机固定装置...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈占军，任昆，周月荣，陈冰雁，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11
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