【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，属于固体火箭发动机装配。
技术介绍
1、为了方便制造及总装，大长径比的固体火箭发动机通常由多舱段组成。为了减少外界环境对发动机内部元器件、推进剂等性能产生影响，保证发动机可靠密封，在发动机各舱段对接结构设计中采用非金属o形圈进行密封，o形圈密封结构示意图见图1。在舱段端部的外圆或内圆上设计有截面为矩形的沟槽，非金属的o形圈安装在沟槽内用于密封。然而，在舱段对接装配过程中需克服o形圈变形阻力及摩擦力，大大增加了发动机的对接装配难度。
2、在传统装配模式下，舱段对接装配完全依赖人工经验，通常需多名操作人员配合完成，对接过程中人为操作因素对装配质量影响较大，不仅人员数量多，装配效率低，劳动强度大，而且容易对o形密封圈产生破坏，严重影响产品质量及安全性。此外，在进行多舱段发动机分解时，同样需要多人配合，分解难度较大。
3、目前，在固体火箭发动机装配
已有相关人员开展导弹、飞行器等舱段对接装配技术研究。专利申请公布号为cn106272220a的专利：《导弹舱段对接分解装置》提供了一种导弹舱段对接分解装置，包括固定卡夹、活动卡夹、两根导杆及两根丝杠，该装置配合导弹托架使用，通过旋转调节手柄可带动舱段与活动卡夹同步运动，实现舱段的对接或分解。整个对接装置的操作分散在对称的手柄上，受力状况良好；配合导弹托架实现该相同弹体外径导弹舱段对接的通用化。但是该装置为整体连接结构无法拆分，并且由于质量较重，安装拆卸不便，无法实现便携式应用，使用局限性较大；该装置可放置舱
4、专利申请公布号为cn104627386a的专利：《飞行器舱段对接压紧装置》提供了一种飞行器舱段对接压紧装置，包括压紧机构、底座、微调机构和搬运机构。该装置中大型平压型快速肘节夹钳的压紧将其端部的顶板推动两个舱段压紧，利用杠杆原理，可轻松实现舱段压紧；该装置中垫块能够保护舱段，防止拆解时磨损；该装置适用于采用非金属型圈静密封结构的大长径比飞行器的舱段装配。但该装置结构复杂、操作繁琐，需要先将舱段吊装固定，对接效率较低；该装置体积较大、长度较长，仅能放置于固定位置，不便于移动；该装置可放置舱段直径唯一，仅能用于固定型号舱段对接装配，无法实现多型号通用性；采用舱段一侧端面加力压紧对接的方式不适用于大长径比舱段对接。
5、专利申请公布号为cn107953106a的专利：《小型导弹舱段对接工装》提供了一种小型导弹舱段对接工装，包括底架、轴向道轨、升降微调机构、横向微调机构和轴向加力机构。该装置采用整体组装结构形式，便于搬运、操作、维修。该装置能够实现各舱段三个方向的自由调节，降低了舱段对中找正难度，提高装配效率和质量，降低了操作人员劳动强度，并通过轴向加力机构实现舱段对接压紧装配。但该装置结构复杂、操作繁琐，需要先将舱段吊装固定，对接效率较低；同时，该装置体积较大、长度较长，仅能放置于固定位置，不便于移动；该装置可放置舱段直径唯一，仅能用于固定型号舱段对接装配，无法实现多型号通用性；采用舱段两侧端面加力压紧对接的方式不适用于大长径比舱段对接。
技术实现思路
1、本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，通过对接拉紧机构、抱箍机构的设计，实现舱段的快速装配。
2、本专利技术的技术解决方案是：
3、一种便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，包括对接拉紧机构、抱箍机构；
4、所述抱箍机构为环状结构，两个抱箍机构分别固定固体火箭发动机的一个舱段；
5、两组所述对接拉紧机构分别连接在两个抱箍机构的顶端之间、底端之间；每组对接拉紧机构包括左旋螺纹拉杆、左旋螺套、连接块、右旋螺纹拉杆、正反快换棘轮扳手、右旋螺套；正反快换棘轮扳手套装在连接块上，所述连接块与左旋螺套、右旋螺套连接，左旋螺纹拉杆通过螺纹连接在左旋螺套上，右旋螺纹拉杆通过螺纹连接在所述右旋螺套上。
6、优选的，所述抱箍机构包括连接部、抱箍环、导静电橡胶、螺母、连接螺栓；
7、抱箍环的两端分别设有螺纹孔，在环周的中心位置固定一个连接部，连接部用于连接对接拉紧机构的左旋螺纹拉杆或右旋螺纹拉杆；
8、两个所述抱箍环相对放置形成环状结构，舱段放置于环状结构内；两个抱箍环相对端的螺纹孔经连接螺栓连接，通过螺母螺接在连接螺栓上，使舱段固定在抱箍机构上；
9、优选的，在所述抱箍环的内壁上粘贴导静电橡胶。
10、优选的，所述连接部为设有螺纹孔的凸块，所述左旋螺纹拉杆、右旋螺纹拉杆的端部均设有限位孔，螺钉通过限位孔连接在螺纹孔内，实现对接拉紧机构与抱箍机构固定连接。
11、优选的，还设有抱箍垫环结构，包括垫环、导静电橡胶，垫环紧贴在抱箍机构的内壁上，导静电橡胶紧贴在垫环内壁上。
12、优选的，所述垫环为实心结构，垫环的厚度根据舱段的尺寸确定。
13、优选的，所述垫环为侧壁开设若干通孔的结构。
14、一种便携式固体火箭发动机舱段装配分解方法，应用于装配分解装置中，包括：
15、将两组抱箍机构分别放置于两个舱段上，并通过螺栓进行连接固定；调节两组对接拉紧机构两侧螺纹拉杆中限位孔的位置，调节距离使螺钉放入抱箍机构螺钉孔中，并将两组对接拉紧机构放置到位；
16、调整对接拉紧机构中正反快换棘轮扳手的施力方向，向正反快换棘轮扳手施力，完成两个舱段的相对拉紧动作，实现舱段对接装配；
17、向正反快换棘轮扳手施加相反方向的力，实现两个舱段的分解。
18、本专利技术与现有技术相比的优点在于：
19、(1)本装置结构简单，安装拆卸方便，可实现便捷式应用；通过更换抱箍垫块可实现不同直径舱段的装配分解，通用性好，应用范围广。应用本装配装置后，有效提高了装配效率，装配效率提升100％以上。
20、(2)本装置采用正反快换棘轮扳手施加转动力矩，转换便捷，可快速实现拉紧及放开动作，使用方便，同时扳手手柄位于舱段两侧，便于人员操作。
21、(3)本装置采用在舱段对接接口附近位置进行固定连接的方式，可不受舱段长度限制，可实现大长径比发动机多舱段的对接装配及分解，适用性强。
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1.一种便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，其特征在于，包括对接拉紧机构、抱箍机构；
2.根据权利要求1所述的便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，其特征在于，所述抱箍机构包括连接部、抱箍环、导静电橡胶、螺母、连接螺栓；
3.根据权利要求2所述的便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，其特征在于，在所述抱箍环的内壁上粘贴导静电橡胶。
4.根据权利要求2所述的便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，其特征在于，所述连接部为设有螺纹孔的凸块，所述左旋螺纹拉杆、右旋螺纹拉杆的端部均设有限位孔，螺钉通过限位孔连接在螺纹孔内，实现对接拉紧机构与抱箍机构固定连接。
5.根据权利要求1所述的便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，其特征在于，还设有抱箍垫环结构，包括垫环、导静电橡胶，垫环紧贴在抱箍机构的内壁上，导静电橡胶紧贴在垫环内壁上。
6.根据权利要求5所述的便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，其特征在于，所述垫环为实心结构，垫环的厚度根据舱段的尺寸确定。
7.根据权利要求5所述的便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，其
8.一种便携式固体火箭发动机舱段装配分解方法，应用于权利要求1所述的装配分解装置中，其特征在于，包括：
...【技术特征摘要】
1.一种便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，其特征在于，包括对接拉紧机构、抱箍机构；
2.根据权利要求1所述的便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，其特征在于，所述抱箍机构包括连接部、抱箍环、导静电橡胶、螺母、连接螺栓；
3.根据权利要求2所述的便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，其特征在于，在所述抱箍环的内壁上粘贴导静电橡胶。
4.根据权利要求2所述的便携式固体火箭发动机舱段装配分解装置，其特征在于，所述连接部为设有螺纹孔的凸块，所述左旋螺纹拉杆、右旋螺纹拉杆的端部均设有限位孔，螺钉通过限位孔连接在螺纹孔内，实现对接拉紧机构与抱箍...
【专利技术属性】
技术研发人员：王俊，张斌，沈铁华，刘旭峰，何斌，吴裕荣，吴晶辉，贾鑫，江吴宏，丁小洪，张志建，
申请(专利权)人：上海航天化工应用研究所，
类型：发明
国别省市：
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