王中奇 楊濤

【摘 要】針對某固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的絕熱層現(xiàn)有的諸多問題及缺點(diǎn)，研發(fā)了一套新型的機(jī)械絕熱層纏繞技術(shù)，采用剪叉臂作為主要的支撐部件，絲杠進(jìn)給的方式，將氣囊預(yù)先支撐成型，再進(jìn)行絕熱層的纏繞，彌補(bǔ)了人工纏繞的諸多問題。同時(shí)完成了正負(fù)氣壓控制系統(tǒng)以及下位機(jī)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，為以后的發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱層纏繞問題提供了可行的方案。

【Abstract】In view of the existing problems and shortcomings of the insulation layer of a solid rocket motor， a new set of mechanical insulation layer winding technology is developed， in which the shearing fork arm is used as the main supporting component， and the air bag is supported in advance by the way of screw feed， and then the insulation layer is wound， which solves many problems of artificial winding. At the same time， the design of the positive and negative pressure control system and the control system of the lower engine is completed， which provides a feasible scheme for the winding of the engine insulation layer in the future.

【關(guān)鍵詞】固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī);絕熱層成型;無極變徑剪叉式機(jī)構(gòu)

【Keywords】solid rocket engine; insulation forming; non-polar reducing shear-fork mechanism

【中圖分類號】V435? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 【文獻(xiàn)標(biāo)志碼】A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 【文章編號】1673-1069（2019）05-0195-02

1 引言

絕熱層的外部具有質(zhì)量輕、導(dǎo)熱性差、抗燒蝕能力強(qiáng)以及較高的柔韌性的特點(diǎn)，這些特點(diǎn)保證了絕熱層的性能。一方面，由于其導(dǎo)熱性差的特點(diǎn)可以保證殼體內(nèi)外的隔熱性，從而保護(hù)殼體不會(huì)由于溫度過高而導(dǎo)致強(qiáng)度降低;另一發(fā)面，在金屬殼體與內(nèi)襯層之間的絕熱層不僅將二者有機(jī)地連接到一起，并且可以起到緩沖應(yīng)力的作用，從而改變受力狀態(tài)，減小了二者之間由于溫差所造成的應(yīng)力改變。這樣的特點(diǎn)保證了在金屬外殼受熱或受力改變時(shí)，內(nèi)襯層的同步改變。所以說，絕熱層是固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)成型工藝中，至關(guān)重要的一個(gè)環(huán)節(jié)[1]。

絕熱層成型技術(shù)作為目前國內(nèi)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體絕熱層的主要成型技術(shù)，這種技術(shù)存在著諸多的弊端，諸如耗時(shí)耗力，成型周期長，同時(shí)在成型的過程中，由于是手工黏貼，會(huì)造成絕熱層的鼓包、凹坑、脫黏等精度低的缺點(diǎn)[2]，這將導(dǎo)致絕熱層在使用過程中出現(xiàn)厚度降低、熱保護(hù)能力下降以及黏貼強(qiáng)度變化等諸多問題[3]。

2 主要技術(shù)指標(biāo)

本文針對人工貼片的諸多不足，創(chuàng)新性地開發(fā)了一套機(jī)械貼片的設(shè)備，同時(shí)提出了一套全新的絕熱層纏繞工藝。

主要技術(shù)指標(biāo)剪刀撐機(jī)構(gòu)變徑范圍：

氣囊裝置與殼體裝配裝置定位夾緊后同軸度偏差：≤±0.25。

工作開始時(shí)，氣囊裝置小端V形定位氣缸上升，即6YA得電。將氣囊放在V形定位機(jī)構(gòu)上，氣囊左端夾緊裝置得電，即氣囊裝置大端夾緊4YA得電。

進(jìn)給氣缸即剪刀撐進(jìn)給伺服氣缸3YA得電推動(dòng)交流伺服電機(jī)向右移動(dòng)，可漲聯(lián)軸器插入氣囊裝置左側(cè)輸入軸，手動(dòng)鎖緊聯(lián)軸器螺釘后，交流伺服電機(jī)回轉(zhuǎn)，驅(qū)動(dòng)剪刀撐機(jī)構(gòu)外擴(kuò)到設(shè)定徑向尺寸，同時(shí)1YA得電氣囊充氣到設(shè)定氣壓。

關(guān)閉氣源，將氣囊裝置移動(dòng)到絕熱層數(shù)控纏繞工位，同時(shí)殼體夾緊氣缸5YA得電，將發(fā)動(dòng)機(jī)殼體夾緊。纏繞完成后，伺服電機(jī)反轉(zhuǎn)，剪叉式機(jī)構(gòu)直徑減小，同時(shí)7YA得電，將氣囊抽真空，氣囊收縮到一定尺寸。

右側(cè)氣囊裝置V形定位機(jī)構(gòu)即氣囊小端V形定位機(jī)構(gòu)下移，手動(dòng)可移動(dòng)定心頂針并插入氣囊裝置右側(cè)的頂尖孔中。交流伺服電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)，帶動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)殼體向左移動(dòng)到設(shè)定的軸向位置。

人工完成左右法蘭和拉桿的裝配。松開聯(lián)軸器，進(jìn)給氣缸后移，脫開動(dòng)力輸入。松開氣囊裝置和殼體夾緊氣缸，殼體定位與裝配裝置后移，右側(cè)氣囊裝置V形定位機(jī)構(gòu)6YA得電上移，取掉可移動(dòng)定心頂針。

上位機(jī)部分電腦操作界面采用世紀(jì)星組態(tài)軟件，世紀(jì)星組態(tài)軟件基本可以由兩部分組合而成，一部分為開發(fā)系統(tǒng)，另一部分為運(yùn)行系統(tǒng)。開發(fā)系統(tǒng)和運(yùn)行系統(tǒng)是各自獨(dú)立的32位應(yīng)用世紀(jì)星組態(tài)軟件程序，兩者之間是一種相互依存又獨(dú)立的關(guān)系，每次在開發(fā)系統(tǒng)完成的工程項(xiàng)目只能到運(yùn)行系統(tǒng)才可以運(yùn)行，但是兩者又可以互相獨(dú)立地運(yùn)行，完成各自的功能。

3 結(jié)論

世紀(jì)星中的開發(fā)系統(tǒng)是集多種功能于一身的開發(fā)環(huán)境，在開發(fā)系統(tǒng)中，設(shè)計(jì)者可以完成對工程項(xiàng)目圖形的繪制，變量庫中變量的定義以及圖形按鈕動(dòng)畫的連接。在開發(fā)系統(tǒng)中，還有完善的圖形繪制工具，即實(shí)時(shí)曲線繪制，歷史曲線繪制等，同時(shí)還可以完成報(bào)警，安全管理等十分重要的功能。

運(yùn)行系統(tǒng)是世紀(jì)星組軟件又一個(gè)十分重要的模塊，在運(yùn)行系統(tǒng)中，可以顯示動(dòng)畫圖形畫面，I/O實(shí)時(shí)的數(shù)據(jù)通信，世紀(jì)星組態(tài)軟件可以將工廠中的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)同軟件內(nèi)的畫面有機(jī)地結(jié)合起來，并在圖像界面上生動(dòng)地表達(dá)出來，與此同時(shí)起到實(shí)時(shí)監(jiān)控以及數(shù)據(jù)傳輸?shù)娜蝿?wù)[4]。

【參考文獻(xiàn)】

【1】李海軍.絕熱層和人工脫粘層一體化預(yù)成型技術(shù)[C]//中國宇航學(xué)會(huì)固體火箭推進(jìn)年會(huì).2007.

【2】馮霆，戴耀松.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)襯層技術(shù)進(jìn)展[J].推進(jìn)技術(shù)，1992，13（4）：62-68.

【3】蘇昌銀，張永俠，吳宏偉，等.新型內(nèi)絕熱技術(shù)的突破性進(jìn)展[J].固體火箭技術(shù)，2012，35（05）：635-639.

【4】蘆志強(qiáng)，王凌睿.基于PLC和組態(tài)軟件的二氧化碳自動(dòng)滅火系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)[J].中國水泥，2018（11）：106-108.