用于固體小火箭自動化裝配的夾持裝置改進*

胡韶華 汪女輝 汪輝強

(①重慶工程職業技術學院電氣工程學院，重慶402260；②中國航天科技集團公司川南機械廠，四川 瀘州646003)

用于固體小火箭自動化裝配的夾持裝置改進*

胡韶華①②汪女輝①汪輝強②

(①重慶工程職業技術學院電氣工程學院，重慶402260；②中國航天科技集團公司川南機械廠，四川 瀘州646003)

手動裝配固體小火箭采用一種產品使用一套工裝的方式，導致夾具規格多，更換麻煩，無法直接移植到自動化裝配設備上。在分析所有型號火箭外形結構條特點的基礎上提出了一種夾持火箭殼體的改進方案。工藝試驗表明，改進后的通用夾持系統可以滿足所有火箭的裝配并且將工裝由40多種減少到10余套，減少了約75%。

夾持系統；自動化裝配；固體小火箭；工裝

1 存在問題描述

目前國內在固體小火箭生產過程中的裝配環節均采用手工裝配(如圖1)，由于產品外形結構及尺寸不統一等原因，均采用設計專用工裝來保證施加扭矩。現有辦法是根據產品形狀分為殼體帶支耳、噴管帶支耳和無支耳三類(圖2)，分別設計不同類型的工裝(圖3)。根據表1的設計要素，幾乎是一種產品對應一套工裝，導致數量大，更換麻煩。目前40多種產品就有40多套專用工裝，導致工裝數量多管理難，裝配過程中頻繁更換工裝效率低，無法滿足自動化裝配改造的需要。更主要的是，采用現有方式裝夾，施加扭矩的位置和夾具之間的相對位置不固定，無法設計統一的機械接口，也就無法設計自動化裝配設備。因此，設計一種可以通用的夾持系統滿足所有產品的裝配需要是實施固體小火箭自動化裝配亟待解決的問題。

2 改進原理及受力分析

2.1 改進思路

設計的主要目的是統一裝配時夾持方式，盡可能減少夾具數量，實現裝配過程標準化，自動化。分析產品結構和目前手工裝配存在的問題，主要在于產品的外形結構不統一，主要有噴管帶支耳，殼體帶支耳，和不帶支耳(尺寸較小的產品)三種圓柱形結構，手動裝配過程中主要使用有支耳的采取夾持支耳，沒有支耳的夾持圓柱形殼體，然后利用噴管或者殼體的預留六方施加扭矩完成擰緊工序。如表1所示，受支耳尺寸、夾持位置、夾持方式等因素影響，導致該道工序工裝數量多，更換麻煩，而且夾持部位和扭矩施加部位相對位置變化。如果按照目前這種方式來設計自動化裝配設備的話，至少設計三臺完成該道工序的自動化生產，分別完成噴管帶支耳型，殼體帶支耳型，無支耳型產品的生產，而且每臺需配備多套工裝。這種方式對于實施自動化裝配來說，既不經濟也不高效，需要考慮新的夾持方式。

表1 固體小火箭專用裝夾的設計要素

夾持方式火箭結構夾持位置支耳尺寸半徑范圍/mm規格/mm孔間距/mm孔距/mm支耳與擰緊點距離/mm2種3種30～21012種100～3006～1210～60

仔細分析固體小火箭的結構發現，盡管外形有噴管帶支耳、殼體帶支耳、無支耳等不同形式，但是所有固體小火箭具有共同點是所有殼體均為圓柱體，準確地說是圓柱形殼體。如果采用直接夾持圓柱形殼體，在噴管支耳或者六方處來施加扭矩，就可以將所有火箭的裝配形式統一，只需一臺設備即可完成所有產品的裝配。統計40余種產品，圓柱形殼體的規格有10余種(按直徑劃分)，即使每個直徑需要一套工裝，也僅需要10余套工裝即可完成。這樣可以減少自動化裝配裝置的設計難度。受車床夾具的啟發，考慮三爪夾持的方式可能完成直接夾持產品的功能(圖4所示)。

三爪夾持工裝設計需要考慮以下問題：(1)需要多大的夾持力能保證施加擰緊扭矩時不發生相對轉動；(2)夾持時殼體的變形是否影響擰緊扭矩的明顯變化(固體小火箭是一種易變形的薄壁圓柱件：壁厚1.5～2.5mm；殼體半徑30～210mm)。通過對夾持時，固體小火箭殼體的受力進行分析。

2.2 夾持殼體時的受力分析

夾持圓柱體的夾持視為三爪受力如圖5所示，空間上呈120°分布，A、B、C三點受力相同，僅分析A點即可。因為火箭豎直放置，故不考慮其自身重力的影響，A點受力可得，

(1)

式中：μ為摩擦系數；f為摩擦力；F為夾持力；M為擰緊扭矩；R為殼體半徑。要使火箭體在擰緊過程中不發生轉動，則摩擦力需滿足以下關系，

μF≥KsM/3R

(2)

式中：Ks為安全系數，一般取1.2～1.5。從式(2)可以看出，獲得較大的摩擦力要從選擇較大摩擦系數的材料和較大的夾持力入手。選擇防滑材料不僅需要較大的摩擦系數，還要耐磨而且不能太硬以免在火箭表面留下劃痕。在實施過程中通過多次試驗，選擇硫化9621絕熱膠片(摩擦系數約為0.5)；夾持力過大不僅會導致夾持點局部產生塑性變形，而且會使殼體口部變形過大影響裝配。在實施過程中，通過精心設計夾持點接觸面積和控制液壓力大小來保證。

3 裝置實物及驗證試驗

3.1 通用夾持系統工藝試驗

按照第2節的設計思路制造了一套液壓夾持系統，其中液壓卡盤的技術參數如表2所示，安裝在自行設計的自動裝配機(圖6)上對某一典型產品進行了工藝試驗。工藝試驗的主要目的：(1)對某固體小火箭施加450 N·m力矩時，保證產品不能轉動的最小夾持力；(2)施加不同夾持力時，噴管殼體口的變形量大小是否影響裝配。試驗壓力為2、4、6、10、12、14、16 MPa；擰緊力矩為200、240、280、300、450 N·m。試驗結果如表3、4所示，表3可以看出，只要壓力高于4 MPa就可以保證450 N·m加載時殼體保持不轉動；表4為在殼體口部任選6個測量點在不同夾持力下的直徑值。圖6可以看出對應點變形量最大為0.11 mm，小于殼體外螺紋M90×1.5-6h的公差0.16 mm和噴管內螺紋M90×1.5-6H的公差0.212 mm，不影響裝配時的扭矩，也不會導致螺紋副之間發生咬死現象。

表2 液壓卡盤技術參數

壓力范圍/MPa最小壓力最大壓力活塞直徑/mm21675

表3 夾持驗證試驗

試驗結果壓力/MPa246810121416扭矩/N·m200YYYYYYYY240YYYYYYYY280YYYYYYYY300NYYYYYYY450NYYYYYYY

注：Y表示施加扭矩時未發生轉動；N表示發生轉動。

表4 夾持力與殼體口徑測量

殼體口徑/mm壓力/MPa0246810121416測量點1#87.8687.8687.9287.9187.9287.8787.9087.9087.912#87.8987.898887.9987.9887.6887.6487.98883#87.8787.8787.7787.8087.7987.8087.8887.8187.84#87.8487.8487.7687.7687.7688.0888.1187.7987.765#87.8687.8687.9587.9587.9587.8287.8187.9687.846#87.8687.8687.8587.8587.8187.7787.7687.8387.89

注：其中0MPa表示沒有夾持力時各測點的原始尺寸。

3.2 試驗結果分析

從表3的試驗結果可以看出，使用液壓力為2 MPa時，施加扭矩300 N·m時發生相對轉動，不能可靠夾持；當把液壓力提高到4 MPa時，可以保證施加450 N·m扭矩不發生轉動。從表4、圖7可以看出，在2～16 MPa內施加夾持力時，火箭口部尺寸沒有發生明顯變化，也沒有呈現出壓力越大，口部尺寸變化越大的相關趨勢。同時可以看出，在施加4倍(16 MPa/4 MPa)夾持力條件下，火箭裝配不受影響。

4 結語

改進后的夾持裝置采用統一夾持火箭圓柱形型殼體，有效實現了產品的統一裝夾、也簡化了工裝設計。將以前需要40余套形式各異的工裝減少至約10套。新增加產品時，只需要按照產品殼體尺寸定制3爪工裝，不需要另外單獨設計夾持裝置。使用改進的夾持系統，不僅將夾持工裝的數量減少了約75%，而且簡化了自動化裝配裝置的設計。

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Clamping system modification for automatic assembly equipment of small-scale rocket

HU Shaohua①②, WANG Nvhui①, WANG Huiqiang②

(①School of Electrical Engineering, Chongqing Vocational Institute of Engineering, Chongqing 402260, CHN; ②ChuanNan Machinery Plant, China Aerospace Science and Technology Corporation, Luzhou 646003, CHN)

In current manual assembly process one kind of small-scale solid rocket needs a set of fixture, resulting in fixture specifications and the replacement of trouble, cannot be directly transplanted to the automated assembly equipment. On the basis of analyzing the characteristic of the shape structure of all products, an modification scheme is presented based on clamping the rocket shell. Process experiments show that the modified clamping system can meet all the rocket assembly and the tooling is reduced from 40 to about 10 sets, which is reduced by about 75%.

clamping system; automatic assembly; small-scale solid rocket; fixture

*中國航天科技集團公司重大工藝研究項目(ZDGY2013-46)；重慶市科技與前沿研究計劃項目(cstc2013jcyjA70014)

TH69

B

10.19287/j.cnki.1005-2402.2016.09.019

胡韶華，1979年生，博士后，高級工程師，研究領域方向為航天產品數字化制造，非標設備研制等，已發表論文30余篇。

(編輯 孫德茂)

2016-05-31)

160924