本发明专利技术提供一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸装置及拆卸方法，该拆卸装置包括机架，机架上设有安装座，安装座上设有安装架，安装架上设有伸缩机构，伸缩机构的伸缩端设有拆爪支架，拆爪支架上设有拆爪，拆爪尾端设有与拆爪支架配合的滑动环，滑动环通过顶紧螺栓固定在拆爪支架上，拆爪前端设有卡取凸起，安装架上设有若干顶紧杆。该拆卸装置及拆卸方法可实现固体火箭发动机固化成型环的快速拆卸，降低操作人员的劳动强度，提高拆卸效率。提高拆卸效率。提高拆卸效率。
【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸装置及拆卸方法
[0001]本专利技术属于固体火箭发动机绝热层制作
，特别涉及一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸装置及拆卸方法。
技术介绍
[0002]固体火箭发动机壳体与喷管在进行装配时需确保壳体开口部位内绝热层台阶尺寸满足设计要求。在进行固体火箭发动机内绝热台阶成型时，一般采用的工艺为设计配套的金属台阶成型环，在绝热层加压过程中，内绝热材料沿着成型环尺寸流动，硫化后形成合适的尺寸。而在绝热材料硫化过程中，会与绝热成型环台阶配合紧密，较难拆卸。
[0003]一般采用两种方式实现成型环的拆卸，一种为采用铜榔头由后开口伸入成型环内侧，通过敲击的方式将成型环拆卸，该方法费时费力，而且存在损伤壳体及绝热层的隐患。另一种为设计配套的拆卸顶出环，但若壳体开口端面无合适的螺孔，则无法采用该种方式。
[0004]因此，需针对绝热成型环的拆卸设计一种简易、通用、便于操作的装置，实现相近尺寸的绝热层成型环的拆卸。
技术实现思路
[0005]本专利技术所要解决的技术问题是提供一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸装置及拆卸方法，可实现固体火箭发动机固化成型环的快速拆卸，降低操作人员的劳动强度，提高拆卸效率。
[0006]为解决上述技术问题，本专利技术所采用的技术方案是：一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸装置，包括机架，机架上设有安装座，安装座上设有安装架，安装架上设有伸缩机构，伸缩机构的伸缩端设有拆爪支架，拆爪支架上设有拆爪，拆爪尾端设有与拆爪支架配合的滑动环，滑动环通过顶紧螺栓固定在拆爪支架上，拆爪前端设有卡取凸起，安装架上设有若干顶紧杆。
[0007]优选的方案中，所述安装架上设有安装杆，顶紧杆端部设有与安装杆配合的安装环，安装环通过顶紧螺栓固定在安装杆上。
[0008]优选的方案中，所述顶紧杆前端设有顶紧座。
[0009]优选的方案中，所述伸缩机构为液压缸。
[0010]优选的方案中，所述机架上设有丝杆，丝杆两端通过轴承转动安装在机架上，安装座上设有与丝杆配合的螺母，丝杆通过驱动机构进行驱动，机架内侧设有滑槽，安装座上设有与滑槽配合的滚轮。
[0011]优选的方案中，所述驱动机构包括设置在丝杆上的蜗轮，蜗轮与蜗杆配合，蜗杆转动安装在机架上的支撑座上，蜗杆端部设有手轮。
[0012]优选的方案中，所述机架底部设有行走轮。
[0013]本专利技术还提供一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸方法，包括如下步骤：步骤一、将拆卸装置移动至待拆卸固体火箭发动机壳体尾开口边；
步骤二、转动手轮，调节安装座的高度，将拆爪调整为与壳体尾开口平齐；步骤三、顶紧杆端部与固体火箭发动机壳体尾开口端面接触，对固体火箭发动机壳体顶紧；步骤四、启动伸缩机构伸长，将拆爪从固体火箭发动机壳体尾开口伸入成型环内侧，沿拆爪支架移动拆爪，卡取凸起卡紧固化成型环；步骤五、伸缩机构回缩，带动拆爪水平移动，将成型环向外拔出，实现拆卸功能。
[0014]本专利技术提供的一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸装置及拆卸方法，顶紧杆端部与固体火箭发动机壳体尾开口端面接触，对发动机壳体进行限位，拆爪端部的卡取凸起卡紧固化成型环，伸缩机构回缩，拆爪将成型环向外拔出，实现拆卸功能。通过反作用力将固化成型环拆除，在确保不损坏固体火箭发动机壳体的前提下，降低操作人员劳动强度，提高固化成型环的拆卸效率。
附图说明
[0015]下面结合附图和实施例对本专利技术作进一步说明：图1为本专利技术的整体结构示意图；图2为本专利技术的剖视图；图3为驱动机构的结构示意图；图中：机架1，安装座2，安装架3，伸缩机构4，拆爪支架5，拆爪6，顶紧杆7，安装杆8，丝杆9，螺母10，蜗轮11，蜗杆12，支撑座13，手轮14，行走轮15，滚轮16，滑槽101，滑动环601，卡取凸起602，安装环701，顶紧座702。
具体实施方式
[0016]如图1~2所示，一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸装置，包括机架1，机架1上设有安装座2，安装座2上设有安装架3，安装架3上设有伸缩机构4，在本实施例中，伸缩机构4为液压缸，液压缸也可以用气缸等代替。伸缩机构4的伸缩端设有拆爪支架5，拆爪支架5上设有拆爪6，在本实施例中，拆爪6的数量为三个，拆爪6尾端设有与拆爪支架5配合的滑动环601，滑动环601沿拆爪支架5移动，可以调整拆爪6的位置，滑动环601通过顶紧螺栓固定在拆爪支架5上，拆爪6前端外侧设有卡取凸起602，安装架3上设有若干顶紧杆7。
[0017]使用时，顶紧杆7端部与固体火箭发动机壳体尾开口端面接触，对发动机壳体进行限位，伸缩机构4伸长，使拆爪6从固体火箭发动机壳体尾开口伸入成型环内侧，沿拆爪支架5向外移动拆爪6，卡取凸起602卡紧固化成型环，伸缩机构4回缩，带动拆爪6水平移动，将成型环向外拔出，实现拆卸功能。
[0018]通过沿拆爪支架5移动拆爪6，使该装置可以使用不同尺寸的火箭固体发动机绝热成型环的拆卸，满足内径200mm~600mm范围内的固化成型环的拆卸。
[0019]优选的，所述安装架3上设有安装杆8，顶紧杆7端部设有与安装杆8配合的安装环701，安装环701通过顶紧螺栓固定在安装杆8上。
[0020]通过沿安装杆8移动安装环701，调整顶紧杆7之间的距离，方便根据固体火箭发动机壳体尺寸进行调整。
[0021]所述顶紧杆7前端设有顶紧座702。通过设置顶紧座702，可以提高顶紧杆7与固体
火箭发动机壳体的接触面积，顶紧座702可以选用胶座。具体使用时，顶紧座702上可以缠绕胶布进行防护，降低对固体火箭发动机壳体的磨损。
[0022]优选的，所述机架1上设有丝杆9，丝杆9两端通过轴承转动安装在机架1上，安装座2上设有与丝杆9配合的螺母10，具体的，安装座2通过连接架与螺母10连接，丝杆9通过驱动机构进行驱动，机架1内侧设有滑槽101，安装座2上设有与滑槽101配合的滚轮16。
[0023]通过驱动机构转动丝杆9，由于安装座2与螺母10连接，从而使安装座2沿滑槽101上下移动，方便根据火箭发动机壳体的尺寸调整拆爪6的高度。
[0024]在本实施例中，所述驱动机构包括设置在丝杆9上的蜗轮11，蜗轮11与蜗杆12配合，蜗杆12转动安装在机架1上的支撑座13上，蜗杆12端部设有手轮14。
[0025]通过转动手轮14使蜗杆12转动，通过蜗轮11与蜗杆12的配合，实现丝杆9的转动。
[0026]优选的，所述机架1底部设有行走轮15。行走轮15可以选用自带锁紧机构的轮体，方便机架1的移动。
[0027]例如某型号发动机筒段直径为880.8mm，开口内径390mm，固化成型环内径374mm，材质为45#钢。拆卸时，具体操作如下：步骤一、将拆卸装置移动至待拆卸固体火箭发动机壳体尾开口边。
[0028]步骤二、转动手轮14，调节安装座2的高度，将拆爪6调整为与壳体尾开口平齐。
[0029]步骤三、顶紧杆7和拆爪6端本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸装置，其特征在于，包括机架（1），机架（1）上设有安装座（2），安装座（2）上设有安装架（3），安装架（3）上设有伸缩机构（4），伸缩机构（4）的伸缩端设有拆爪支架（5），拆爪支架（5）上设有拆爪（6），拆爪（6）尾端设有与拆爪支架（5）配合的滑动环（601），滑动环（601）通过顶紧螺栓固定在拆爪支架（5）上，拆爪（6）前端设有卡取凸起（602），安装架（3）上设有若干顶紧杆（7）。2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸装置，其特征在于，所述安装架（3）上设有安装杆（8），顶紧杆（7）端部设有与安装杆（8）配合的安装环（701），安装环（701）通过顶紧螺栓固定在安装杆（8）上。3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸装置，其特征在于，所述顶紧杆（7）前端设有顶紧座（702）。4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸装置，其特征在于，所述伸缩机构（4）为液压缸。5.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机绝热成型环的拆卸装置，其特征在于，所述机架（1）上设有丝杆（9），丝杆（9）两端通过轴承转动安装在机架（1）上，安装座（2）上设有与丝杆（...
【专利技术属性】
技术研发人员：韩娇，程小凯，李砚徽，周安江，鄂鹏飞，唐文涛，肖观福，李凌峰，王利明，李换朝，
申请(专利权)人：湖北三江航天江河化工科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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