一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法技术

本发明专利技术的一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法，组装采用主、辅捆绑点布局，辅捆绑点采用两根直连杆和一根斜连杆构型，主捆绑点对接后组装辅捆绑点，辅捆绑点组装包括：除辅捆绑点的三对连杆安装接口外，增设一对连杆安装接口，分别安装于助推器和芯级；设置三根工艺连杆，各工艺连杆长度可调；安装三根工艺连杆，其中，两根工艺连杆分别与辅捆绑点两根直连杆对应的两对连杆安装接口连接，第三根工艺连杆与增设的一对连杆安装接口连接，第三根工艺连杆与两根工艺连杆均成一定角度；调节各工艺连杆的长度至理论长度；安装辅捆绑点的斜连杆；逐次拆除工艺连杆，并换装辅捆绑点的两根直连杆；拆除增设的一对连杆安装接口。拆除增设的一对连杆安装接口。拆除增设的一对连杆安装接口。

【技术实现步骤摘要】
一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法


[0001]本专利技术涉及捆绑火箭组装，具体涉及一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法。

技术介绍

[0002]目前，随着航天事业的发展，运载火箭捆绑液体或固体助推器的方案作为一种可有效提高运载能力的方式而广泛应用。助推器与芯级组装的重点为助推器连接分离机构的组装，该机构一般采用主、辅捆绑点布局，其中主捆绑点为核心，采用球铰装置，辅捆绑点一般为3连杆构型，连杆两端为球铰装置。该机构自身及对接精度要求高、已内装火工装置等危险品，且助推器的重量越来越大，特别是固体助推器因已内装药，对接时重量远远大于液体助推器。因此助推器与芯级组装方案要求精度高、安全性好、对接动力充足且可控。
[0003]目前助推器与芯级的组装方案更多地依靠传统的塔吊悬挂时绳索牵拉、人工推挤等方案，对接过程中无法保持助推器位置的稳定和精确控制，存在助推器与芯级碰撞而损伤产品的风险。且牵拉推挤过程中，助推器容易为过约束状态，存在引入额外载荷，并经箭体力臂放大后，造成产品局部弯矩载荷过大，造成产品损伤的风险。
[0004]另外，目前助推器与芯级的组装方案需要求箭体外部的塔架等提供结构接口，用于牵拉等动力支撑，接口较为复杂。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于提供一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法，可保证助推器与芯级对接过程中，箭体始终保持静定约束，位置唯一，对接过程稳定、安全，且组装精度高。
[0006]为了达到上述的目的，本专利技术提供一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法，组装采用主、辅捆绑点布局，辅捆绑点采用两根直连杆和一根斜连杆构型，主捆绑点对接后组装辅捆绑点，辅捆绑点组装包括：除辅捆绑点的三对连杆安装接口外，增设一对连杆安装接口，分别安装于助推器和芯级；设置三根工艺连杆，各工艺连杆长度可调；安装三根工艺连杆，其中，两根工艺连杆分别与辅捆绑点两根直连杆对应的两对连杆安装接口连接，第三根工艺连杆与增设的一对连杆安装接口连接，第三根工艺连杆与两根工艺连杆均成一定角度；调节各工艺连杆的长度至理论长度；安装辅捆绑点的斜连杆；逐次拆除工艺连杆，并换装辅捆绑点的两根直连杆；拆除增设的一对连杆安装接口。
[0007]上述一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法，其中，安装三根工艺连杆时，各工艺连杆的长度与吊装后助推器与芯级之间的实际距离相匹配。
[0008]上述一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法，其中，安装辅捆绑点的斜连杆时，若斜连杆的长度与斜连杆对应的一对连杆安装接口之间的距离还存在偏差，继续精确调节各工艺连杆的长度，使得该对连杆安装接口之间的距离与斜连杆的长度相匹配，完成斜连杆的安装。
[0009]上述一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法，其中，逐次拆除工艺连杆，并换装辅捆绑点的两根直连杆包括：拆除一根连接于辅捆绑点直连杆对应的连杆安装接口的工艺连
杆，并换装上一根辅捆绑点的直连杆；拆除另一根连接于辅捆绑点直连杆对应的连杆安装接口的工艺连杆，并换装上一根辅捆绑点的直连杆；拆除第三根工艺连杆。
[0010]上述一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法，其中，安装辅捆绑点的直连杆时，若直连杆的长度与该直连杆对应的一对连杆安装接口之间的距离还存在偏差，继续精确调节工艺连杆的长度，使得该对连杆安装接口之间的距离与直连杆的长度相匹配，完成直连杆的安装。
[0011]上述一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法，其中，三根工艺连杆的两端均为球铰结构，与辅捆绑点的连杆安装接口均匹配适用。
[0012]上述一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法，其中，三根工艺连杆安装后，一根工艺连杆与其它两根工艺连杆不平行，且该工艺连杆的长度与其它两根工艺连杆的长度不相等。
[0013]与现有技术相比，本专利技术的有益技术效果是：
[0014]1)本专利技术以主捆绑点球铰装置形成静定约束，可保证助推器与芯级对接过程中，箭体始终保持静定约束，位置唯一，对接过程稳定、安全；
[0015]2)本专利技术助推器与芯级的相对位置通过精调工艺连杆长度实现，满足对接精度需求；
[0016]3)本专利技术对接引入的外界载荷控制在连杆上，载荷位置唯一确定，载荷大小可通过静定结构的载荷计算方法计算可知，同时通过调整工艺连杆过程中需要的动力输入判断载荷大小；
[0017]3)本专利技术所使用的接口均为所有对接接口都在芯级、助推器等箭体内部，无需与外部塔架等发生接口关系，对接外界需求少，接口简洁，对外部资源依赖少，适用性更广。
附图说明
[0018]本专利技术的捆绑火箭助推器与芯级的组装方法由以下的实施例及附图给出。
[0019]图1为捆绑火箭助推器与芯级组装的原理图。
[0020]图2为本专利技术实施例的捆绑火箭助推器与芯级组装示意图。
具体实施方式
[0021]以下将结合图1～图2对本专利技术的捆绑火箭助推器与芯级的组装方法作进一步的详细描述。
[0022]图1所示为捆绑火箭助推器与芯级组装的原理图。
[0023]如图1，助推器通过助推器连接分离机构与芯级组装在一起，该连接分离机构采用主、辅捆绑点布局，主捆绑点位于助推器10尾部，采用球铰装置0，辅捆绑点位于助推器10前部，采用3连杆构型(第一连杆1、第二连杆2和第三连杆3)，在助推器和芯级上设置连杆安装接口，各连杆的两端为球铰结构，连杆通过球铰结构与连杆安装接口连接。辅捆绑点的3连杆，其中第一连杆1与第二连杆2相互平行，第三连杆3与第一连杆1和第二连杆2均成一定夹角。
[0024]图2为本专利技术实施例的捆绑火箭助推器与芯级组装示意图。
[0025]如图2，本实施例的捆绑火箭助推器与芯级的组装方法包括：
[0026]1)助推器10吊装靠近芯级20；
[0027]助推器10竖直状态下吊装，靠近芯级20，靠近距离应小于第一工艺连杆1
′
、第二工艺连杆2
′
和第三工艺连杆3
′
的最大可调节长度；
[0028]2)主捆绑点对接；
[0029]助推器10与芯级20之间的主捆绑点球铰装置0首先对接完毕；
[0030]3)在助推器10和芯级20上安装辅捆绑点的连杆安装接口，另增设一对连杆安装接口，分别安装于助推器10和芯级20，该增设的一对连杆安装接口用于连接斜连杆；
[0031]如图1，辅捆绑点采用3连杆构型，对应三根连杆(第一连杆1、第二连杆2和第三连杆3)设置三对连杆安装接口，分别用于连接该三根连杆；辅捆绑点是事先设计好的，在助推器10和芯级20相应位置安装该三对连杆安装接口，第一对连杆安装接口用于连接第一连杆1，第二对连杆安装接口用于连接第二连杆2，第三对连杆安装接口用于连接第三连杆3，其中，第一连杆1与第二连杆2相互平行，第三连杆3与第一连杆1和第二连杆2均成一定夹角；
[0032]为精确组装助推器与芯级，本实施例除辅捆绑点的三对连杆安装接口外，增设第四对连杆安装接口，连接于该第四对连杆安装接口的连杆与第一本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法，组装采用主、辅捆绑点布局，辅捆绑点采用两根直连杆和一根斜连杆构型，其特征在于，主捆绑点对接后组装辅捆绑点，辅捆绑点组装包括：除辅捆绑点的三对连杆安装接口外，增设一对连杆安装接口，分别安装于助推器和芯级；设置三根工艺连杆，各工艺连杆长度可调；安装三根工艺连杆，其中，两根工艺连杆分别与辅捆绑点两根直连杆对应的两对连杆安装接口连接，第三根工艺连杆与增设的一对连杆安装接口连接，第三根工艺连杆与两根工艺连杆均成一定角度；调节各工艺连杆的长度至理论长度；安装辅捆绑点的斜连杆；逐次拆除工艺连杆，并换装辅捆绑点的两根直连杆；拆除增设的一对连杆安装接口。2.如权利要求1所述的一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法，其特征在于，安装三根工艺连杆时，各工艺连杆的长度与吊装后助推器与芯级之间的实际距离相匹配。3.如权利要求1所述的一种捆绑火箭助推器与芯级的组装方法，其特征在于，安装辅捆绑点的斜连杆时，若斜连杆的长度与斜连杆对应的一对连杆安装接口之间的距离还存在偏差，继续精确调节各工艺连杆的长度，使得该对连杆安装接口之间的距...

【专利技术属性】
技术研发人员：李新宽，张醒，倪飞，徐林，楼云锋，李程刚，李昊，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：