一种固体火箭发动机通用支撑装置制造方法及图纸

一种固体火箭发动机通用支撑装置，包括4组小铰链、4个大铰链、4个支撑座、支架4和丝杠。其中，支架上表面一端通过丝杠座安装有丝杠。4个支撑座中的两个支撑座通过丝杠连接块安装在所述丝杠上，4个支撑座中的另两个支撑座固定安装在所述支架无丝杠一端的上表面；4个大铰链分别安装在4个支撑座上。各小铰链中的两块铰链板分别安装在各大铰链的连接轴上，由所述4组小铰链构成了产品的支撑面；使用时，通过丝杠调整支架一端的两个支撑座的位置，实现对不同直径的产品支撑。本发明专利技术能够稳定支撑不同尺寸的发动机，并通过滚轮避免在发动机支撑过程中的安全隐患，对发动机起到保护作用，并防止长期使用带来较大的形变及损坏。

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机通用支撑装置
本专利技术涉及固体火箭发动机装配和存放过程中使用的支撑装置，具体是一种具有自适应支撑一定尺寸范围的多种型号的发动机的装置。
技术介绍
随着导弹技术的不断发展，各种不同型号的固体火箭发动机的外形尺寸、重量各不相同，所以对发动机的支撑装置提出的技术要求也不相同，目前，国内市场所使用的发动机支撑装置是固定支撑尺寸的弧形架，这种支撑装置能够有效与发动机外表面接触，起到良好的支撑作用，但是由于弧形架外形尺寸固定，因此每个弧形架只能支撑同一尺寸发动机，不但增加了设计成本，而且存在弧形架存放空间不断加大的问题，一些战略型号固体火箭发动机，燃烧室外径和装药量比较大，使弧形架在设计上，外形尺寸和重量上也不断增大，虽然设计人员经过了减重的设计，但仍然十分不方便搬运，而且在搬运过程中易发生碰伤工作人员的安全隐患，前后弧形架人工对准存在较大误差，易碰伤发动机。目前国内外各行业使用最广泛的是可调式的滚轮支架，这种可调式的滚轮支架一般都是双支撑点的，常用于喷漆、焊接等民用领域，对于装药量较大发动机来说由于其支撑点较少，支撑面积比较小，支撑位置应力大，长时间支撑可能对发动机燃烧室造成局部变形，应力集中等不可预计的影响，不适用于发动机的支撑。国内某厂有两台发动机支撑翻转装置，其结构也采用的是滚轮支架的结构，但是它在机械结构上通过一个圆形卡箍有效的解决了发动机在支撑过程中，燃烧室局部应力大的问题，使发动机燃烧室外表面受力均匀，但是此装置使用起来比较繁琐，使用前要先将圆形卡箍式工装安装到发动机上，然后再将发动机吊装到滚轮支架上，操作起来十分不便。还有一种发动机支撑装置采用的是一种软包带方式的设计结构，这种支撑装置虽然解决了可以适应不同外形尺寸发动机的支撑问题，但是由于与发动机接触的部分都是软包带结构，不是刚性结构，所以支撑不够稳定，存在一定的安全隐患。
技术实现思路
为克服现有技术中存在的支撑不够稳定，并有安全隐患的不足，本专利技术提出了一种固体火箭发动机通用支撑装置。本专利技术包括4组小铰链、4个大铰链、4个支撑座、支架4和丝杠。其中，支架上表面一端通过丝杠座安装有丝杠。4个支撑座中的两个支撑座通过丝杠连接块安装在所述丝杠上，4个支撑座中的另两个支撑座固定安装在所述支架无丝杠一端的上表面；4个大铰链分别安装在4个支撑座上。各小铰链中的两块铰链板分别安装在各大铰链的连接轴上，由所述4组小铰链构成了产品的支撑面；使用时，通过丝杠调整支架一端的两个支撑座的位置，实现对不同直径的产品支撑。所述支撑座由两个支撑板和一根支撑轴组成。所述两个支撑板的一端通过固定在支架的上表面，支撑轴的两端通过轴承安装在所述两个支撑板上端的轴安装孔内。两个支撑板相对应的板面之间的间距以能够安装大铰链为宜。所述各大铰链均包括两块铰链板和两根连接轴。所述铰链板呈倒置的等腰三角形，在该铰链板的一个角上有支撑座上的轴配合的轴孔；在该铰链板的另两个角上分别有小铰链的安装孔，并且所述两个小铰链安装孔的中心至该铰链板上轴孔的中心等距。所述各小铰链包括两块铰链板、两根连接轴和两个橡胶滚轮。小铰链中两块铰链板的结构与大铰链中的铰链板的结构相同。小铰链的外形尺寸:大铰链的外形尺寸=1:3。所述两个橡胶滚轮分别通过轴承安装在小铰链的连接轴上。将所述各小铰链中的两根连接轴分别安装在各小铰链板上的轴孔中，并将所述的各小铰链中的两个橡胶滚轮分别套装在各连接轴上。本专利技术通过开展通用型支撑装置自适应结构的研究，采取多角链的机械结构，当发动机壳体放在支撑装置上时，由于左右两次相对称的每组滚轮给发动机提供的支持力水平方向为等大反向，因此既满足对发动机起到稳定的支撑作用，又要达到自适应不同尺寸发动机的支撑效果。所述自适应结构中每个滚轮结构的机械限位设计；在每个滚轮结构中都加装机械限位，避免在发动机支撑过程中由于滚轮摆角过大带来的安全隐患。本专利技术通过橡胶滚轮对发动机起到保护作用，并防止长期使用带来较大的形变及损坏。【附图说明】图1是本专利技术的结构示意图。图2是图1的侧视图。图中:1.小铰链；2.大铰链；3.支撑板；4.支架；5.丝杠。【具体实施方式】本实施例是一种固体火箭发动机通用支撑装置，包括4组小铰链1、4个大铰链2、4个支撑座3、支架4和丝杠5。其中，支架4上表面一端通过丝杠座安装有丝杠5。4个支撑座3中的两个支撑座通过丝杠连接块安装在所述丝杠5上，4个支撑座3中的另两个支撑座固定安装在所述支架4无丝杠一端的上表面，使用时，通过丝杠调整支架一端的两个支撑座3的位置，实现对不同直径的产品支撑。4个大铰链2分别安装在4个支撑座3上。所述4组小铰链I分别安装在4个大铰链2上。有所述4组小铰链I构成了产品的支撑面。所述4个支撑座3在支架4上表面的位置根据发动机的设计要求确定。所述4个支撑座3的结构相同，本实施例以其中一个为例加以描述。支撑座3由两个支撑板和一根支撑轴组成。所述两个支撑板的一端通过法兰固定在支架的上表面，支撑轴的两端通过轴承安装在所述两个支撑板上端的轴安装孔内。两个支撑板相对应的板面之间的间距以能够安装大铰链2为宜。所述大铰链2包括两块铰链板和两根连接轴。所述铰链板呈倒置的等腰三角形，在该铰链板的一个角上有支撑座3上的轴配合的轴孔；在该铰链板的另两个角上分别有小铰链I的安装孔，并且所述两个小铰链I安装孔的中心至该铰链板上轴孔的中心等距。将两块铰链板通过该铰链板上的轴孔安装在支撑座的上；将一根连接轴的两端分别装入两块铰链板相对应的一对小铰链I安装孔内，将另一根连接轴的两端分别装入两块铰链板相对应的另一对小铰链I安装孔内。通过将所述大铰链2与支撑座3的组合，构成了两个小铰链I的支撑体。所述各小铰链I的结构相同，本实施例以其中一个加以描述。所述每个小铰链I均包括两块铰链板、两根连接轴和两个橡胶滚轮。小铰链I中两块铰链板的结构与大铰链中的铰链板的结构相同。小铰链I的外形尺寸:大铰链的外形尺寸=1:3。将两个小铰链I通过该小铰链上的轴孔分别安装在大铰链连接轴上。将所述的两根连接轴分别安装在小铰链上的轴孔内，并且所述两个小铰链上的轴孔的中心至该小铰链铰链板上轴孔的中心等距。将所述两个橡胶滚轮分别通过轴承安装在小铰链的轴上。装配时，将各小铰链中的两块铰链板分别安装在大铰链的连接轴上。将所述各小铰链中的两根连接轴分别安装在各小铰链上的轴孔中，并将所述的各小铰链中的两个橡胶滚轮分别套装在各连接轴上。本实施例采用多铰链支撑的结构，增大了支撑装置与发动机之间的有效支撑面积。本实施例采用8个橡胶滚轮支撑，以支撑过程中防止与发动机硬接触，从而对发动机起到保护的作用。每两个滚轮为一组，通过一个三角形机械结构连接为一体，并能够随轴I转动，每两组滚轮由一个连接机构连接并随轴2转动，这样当发动机与滚轮接触时，由于每个滚轮的轴心与轴I是等距的，因此每组滚轮都可以有效的与发动机接触，左右两侧相对称的滚轮受力在轴向上是平衡的，因此既可以实现对发动机的稳固支撑，又可以达到自适应的效果。为了提高支撑装置的支撑范围，位于支架一端的支撑座通过丝杠调节其位置，以调整支架两端支撑机构之间的距离，增大支撑装置支撑范围。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种固体火箭发动机通用支撑装置，其特征在于，包括4组小铰链、4个大铰链、4个支撑座、支架4和丝杠；其中，支架上表面一端通过丝杠座安装有丝杠；4个支撑座中的两个支撑座通过丝杠连接块安装在所述丝杠上，4个支撑座中的另两个支撑座固定安装在所述支架无丝杠一端的上表面；4个大铰链分别安装在4个支撑座上；各小铰链中的两块铰链板分别安装在各大铰链的连接轴上，由所述4组小铰链构成了产品的支撑面；使用时，通过丝杠调整支架一端的两个支撑座的位置，实现对不同直径的产品支撑。

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机通用支撑装置，其特征在于，包括4组小铰链、4个大铰链、4个支撑座、支架4和丝杠；其中，支架上表面一端通过丝杠座安装有丝杠；4个支撑座中的两个支撑座通过丝杠连接块安装在所述丝杠上，4个支撑座中的另两个支撑座固定安装在所述支架无丝杠一端的上表面；4个大铰链分别安装在4个支撑座上；各小铰链中的两块铰链板分别安装在各大铰链的连接轴上，由所述4组小铰链构成了产品的支撑面；使用时，通过丝杠调整支架一端的两个支撑座的位置，实现对不同直径的产品支撑。2.如权利要求1所述固体火箭发动机通用支撑装置，其特征在于，所述支撑座由两个支撑板和一根支撑轴组成；所述两个支撑板的一端通过固定在支架的上表面，支撑轴的两端通过轴承安装在所述两个支撑板上端的轴安装孔内；两个支撑板相对应的板面之间...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈珂鑫，肖琳，钟红梅，
申请(专利权)人：西安航天化学动力厂，
类型：发明
国别省市：