技术领域
[0001] 本发明涉及一种火箭发动机技术，尤其是一种火箭箭体与发明机拼接技术，具体地说是一种基于吊装式小包络火箭多发动机单机并联结构对接装置及方法
相关背景技术
[0002] 运载火箭多发动机并联对接方式主要分为两种，一种是单发动机通过机架与箭体对接，另一种是多台发动机（双机或四机）通过一个共用机架与箭体进行对接装配。
[0003] 目前绝大多数型号火箭发动机对接方式均采用水平对接方式，发动机停放状态下处于竖直状态（喷管向下）；对于质量较小的发动机对接时通过发动机机架、发动机喉部的吊点双钩起吊将发动机翻转至水平状态与箭体进行对接；对于质量较大的发动机一般借助鼠笼式工装与发动机机架工艺孔连接，将鼠笼及发动机组合体翻转为水平状态，与箭体进行对接。
[0004] 仅有的发动机竖直对接个例为某型号芯一级，发动机为双机共用机架结构，由于发动机质量较大，水平对接过程中，机架变形较大，对接孔难以对正，对接螺栓的安装较为困难，因此采用竖直对接方式，将发动机与后过渡段、尾段在竖直状态下进行对接，而后将组合体整体水平翻转后与箭体进行水平对接。
[0005] 国内目前现役运载火箭尚无多发动机并联对接装配的情况，某新型号火箭首次采用多发动机单机并联结构（非共用机架），如图8所示，在发动机数量、结构形式和安装方式等方面与现有型号的差异较大，多发动机单机并联结构导致发动机舱空间狭小，各发动机单机之间间隙较小，各发动机单机之间，发动机与工装之间存在无法避免的干涉问题，导致多发动机单机并联结构对接装配难度大增。
[0006] （1）对接装置结构大，超出现有火箭发动机本体的包络。
[0007] 目前现役型号发动机对接技术均为单机对接，对接装置均采用鼠笼式结构，将发动机落入鼠笼连接后，将鼠笼及产品组合体垂直起吊，翻转为水平状态，落至对接架车上进行对接，鼠笼式吊具自身结构大，远远超出火箭发动机本身包络，如用于多发动机单机并联结构对接时，与附近发动机和火箭上其他结构不可避免地会产生干涉，无法实现对接。
[0008] （2）火箭发动机及环境结构复杂，对接装置调姿方式单一。
[0009] 目前新一代载人火箭采用多发动机单机并联结构（非共用机架）的对接方案，火箭发动机相比现役火箭其本体结构和火箭发动机环境更加复杂，吊装夹具加持部位少，操作空间更加有限，现有只采用吊车调姿的吊装式对接方案，无法满足新一代载人运载火箭多发动机单机并联结构的对接要求。
具体实施方式
[0024] 下面结合附图和实施例对本发明作进一步的说明。实施例
[0025] 如图1‑图6所示。
[0026] 一种基于吊装式小包络火箭多发动机单机并联结构对接装置，总体结构图如图1所示：由吊车1、斜钢索2、横梁3、长度调节装置4、火箭发动机5、仿形抱箍6和组合式抱环7组成。所述火箭发动机5结构图如图2所示：由喷管8、发动机本体9和机架10组成。喷管8和机架10通过发动机本体9连接固定。组合式抱环7固定在机架10上，仿形抱箍6固定在喷管8上；吊车1通过斜钢索2和横梁3连接，每个横梁3通过2个长度调节装置4分别与仿形抱箍6和组合式抱环7上结构连接。通过两台吊车1可以实现火箭发动机5三个自由度的移动以及俯仰和左右摆动，通过调节长度调节装置4的长度，可实现火箭发动机5沿轴线转动，在两台吊车1和长度调节装置4的配合下，可实现火箭发动机5六自由度调姿。其中组合式抱环7和仿形抱箍6的外包络均小于机架10的外包络，确保在多发动机单机并联结构单发动机对接时不与已对接好的相邻发动机单机不干涉，配合六自由度调姿实现火箭发动机与火箭的对接。具体而言，本发明的组合式抱环结构图如图3所示，它由卡箍组件螺栓11、卡箍组件12、抱环限位螺母13、吊轴14、半环A15、半环对接螺栓16、半环B17、吊环18组成。所述半环A15和半环B17通过半环对接螺栓16进行连接固定，形成整体的组合式抱环7；卡箍组件12使用卡箍组件螺栓11按照机架10的分布固定在半环A15和半环B17上，用于固定机架10；吊轴14通过焊接的形式固定半环A15和半环B17上，呈180°分布，用于连接长度调节装置4进行火箭发动机
5的翻转；抱环限位螺母13以螺纹的形式安装在吊轴14上，其功能为待长度调节装置4和吊轴14连接后进行限位，防止长度调节装置4脱出；吊环18通过螺纹的形式安装半环A15和半环B17，其中半环A15和半环B17上均布分布6个吊环18的安装孔，可实现火箭发动机5沿轴线每隔60°角度的水平吊装对接。卡箍组件结构图如图4所示，它由卡箍转轴19、弧形压块20、压块紧固装置21、压块紧固螺母22、紧固装置转轴23、卡箍支架24、卡箍底座25组成。所述卡箍底座25使用卡箍组件螺栓11固定在半环A15或半环B17上，用于整个卡箍组件12的固定；
卡箍支架24与卡箍底座25进行固连；弧形压块20通过卡箍转轴19与卡箍支架24连接，弧形压块20可绕卡箍转轴19相对卡箍支架24进行转动；压块紧固装置21通过紧固装置转轴23与卡箍支架24连接，同时，压块紧固装置21可绕紧固装置转轴23相对卡箍支架24进行转动；压块紧固螺母22通过螺纹的形式安装在压块紧固装置21上，可沿压块紧固装置21轴线方向进行调节移动；当弧形压块20沿卡箍转轴19转动抱紧机架10时，压块紧固装置21绕紧固装置转轴23转动，与弧形压块20上的结构相匹配后，调节压块紧固螺母22，使弧形压块20和卡箍支架24进行锁紧。本发明的仿形抱箍结构示意图如图5所示：由抱箍锁紧转轴26、抱箍锁紧螺母27、抱箍锁紧装置28、端轴颈29、抱箍限位螺母30、半抱箍A31、抱箍转轴32、半抱箍B33组成。半抱箍A31和半抱箍B通过抱箍转轴32连接，半抱箍A31和半抱箍B可绕抱箍转轴32进行转动；抱箍锁紧装置28通过抱箍锁紧转轴26与半抱箍B33连接，抱箍锁紧装置28可绕抱箍锁紧转轴26进行转动；抱箍锁紧螺母27通过螺纹的形式安装在抱箍锁紧装置28上，可沿抱箍锁紧装置28轴线方向进行调节移动；端轴颈29通过焊接的形式固定在半抱箍A31和半抱箍B上，呈180°分布，用于连接长度调节装置4进行火箭发动机5的翻转和水平起吊对接；抱箍限位螺母30以螺纹的形式安装在端轴颈29上，其功能为待长度调节装置4和端轴颈29上连接后进行限位，防止长度调节装置4脱出；半抱箍A31和半抱箍B内侧与喷管8外形形状相匹配，实现对喷管8进行抱紧，；当半抱箍A31和半抱箍B绕抱箍转轴32转动将喷管8抱紧时，抱箍锁紧装置28绕抱箍锁紧转轴26转动，与半抱箍A31上的结构相匹配后，调节压块抱箍限位螺母30，实现半抱箍A31和半抱箍B将喷管8进行锁紧。
实施例
[0027] 如图6‑图7所示。
[0028] 一种基于吊装式小包络火箭多发动机单机并联结构对接方法，其工作流程如图6所示，它包括以下步骤：首先，进行一种基于吊装式小包络火箭多发动机单机并联结构对接装置组装，组装吊车1、斜钢索2、横梁3及长度调节装置4；
然后，将组合式抱环7和仿形抱箍6固定在火箭发动机5上；火箭发动机5初始状态为垂直状态，喷管8和仿形抱箍6在下，机架10和组合式抱环7在上，将其中一组长度调节装置4和组合式抱环7上的吊轴14连接，连接好以后，使用抱环限位螺母13进行长度调节装置4限位，然后吊车1将火箭发动机5垂直起吊，当喷管8离地面约1m时，连接另外一组长度调节装置4和仿形抱箍6上的端轴颈29，连接好以后，使用抱箍限位螺母30进行限位；状态确认后，连接喷管8的仿形抱箍6处吊车1上升，连接机架10的组合式抱环7处吊车1下降，直至将火箭发动机5翻转至水平状态，然后停放至前周转托架34和后周转托架35上；为了减小火箭发动机5对接时整体的包络，实现狭小空间的火箭发动机5对接，将连接在组合式抱环7上吊轴14的长度调节装置4分解，将其连接到组合式抱环7上的吊环18上，两处对称；连接好以后，两台吊车1同步起吊火箭发动机5，通过两台吊车1配合以及四个长度调节装置4的调节，可实现火箭发动机5六个自由度的调姿，然后实现火箭发动机5与火箭的对接，如图7所示。
[0029] 本发明未涉及部分与现有技术相同或可采用现有技术加以实现。
