具体实施方式

下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。

为解决现有技术存在的问题，本发明提供了一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置，固体火箭发动机包括前裙和后裙，固体火箭发动机固定于多个机身框上，固体火箭发动机插设于多个机身框内，固定装置包括前裙固定组件和多个后裙固定组件，前裙通过前裙固定组件连接于机身框，多个后裙固定组件沿周向均布地夹持后裙，每个后裙固定组件固连于机身框，且能够沿固体火箭发动机的轴向滑动。

本发明涉及的内埋安装的固体火箭发动机固定装置，在固体火箭发动机燃烧室膨胀时，由于前裙与机身固定，后裙固定件能够沿着固体火箭发动机轴线方向滑动，从而避免了固体火箭机身结构与固体火箭发动机之间变形不匹配。

优选地，前裙固定组件包括多个第一连接件，多个第一连接件沿周向均布，且沿平行于固体火箭发动机轴向的方向穿过机身框连接于前裙。

固体火箭发动机的前裙平行于机身框设置，第一连接件为螺钉，通过螺钉直接将机身框个固体火箭发动机的前裙固定连接，用于固定固体火箭发动机前端，并将固体火箭发动机轴向推力通过机身加强框传递给机身。

优选地，后裙固定组件包括滑块、固定支座、锁紧件和顶杆；

固定支座连接于机身框，顶杆沿固体火箭发动机的径向设于固定支座上，滑块压紧后裙的外壁且被顶杆压紧。

优选地，滑块的内侧面为与固体火箭发动机外壁适配的弧形，滑块的内侧面光滑且能够贴合于固体火箭发动机的外壁。

滑块内侧面与固体火箭发动机后裙随形设置，且按需求设置较高的光滑度，以便在固体火箭发动机表面滑动。

优选地，滑块的内侧面的表面粗糙度不超过3.2μm。

优选地，滑块的外侧面设有凹槽，顶杆的端部设有卡接部，卡接部适配于凹槽内径且压紧于凹槽内。

滑块使用顶杆顶住，顶杆作用于滑块外侧面的凹槽内，保证顶杆与滑块之间不会出现相对滑动，当固体火箭发动机点火以及关机过程中，固体火箭发动机燃烧室膨胀，使固体火箭发动机机身沿轴向伸长，由于前裙与机身框固定，多个后裙固定组件的滑块对后裙的夹持力小于固体火箭发动机的伸长力，使滑块可以沿着固体火箭发动机轴线方向在后裙外壁上滑动，同时保证一定的夹持力，从而避免了机身机构与固体火箭发动机之间变形不匹配。

优选地，固定支座包括垂直连接的第一安装板、第二安装板和加强板，第一连接板与机身框固定连接，顶杆穿设于第二安装板，加强板的两端设于第一安装板与第二安装板之间。第一安装板、第二安装板和加强板通过焊接或机加工连接为一个整体，以保证安装强度。

优选地，还包括至少一个中间固定组件，中间固定组件连接于固体火箭发动机的壳体与机身框，且夹紧固体火箭发动机的壳体。

优选地，中间固定组件包括多个箍段和多个耳片，每个箍段为圆弧形，多个箍段拼接为环形以夹紧固体火箭发动机的壳体，耳片为T型，包括垂直连接的固定板和连接板，固定板固连于机身框上，连接板设于相邻的箍段之间。

优选地，多个箍段首尾相连形成环形分体式抱箍。

优选地，耳片的连接板上设有安装孔，耳片通过穿过安装孔的第二连接件与箍段相连接。

优选地，安装孔为腰型孔。连接板平行于固体火箭发动机的轴向，腰型孔的长度方向沿固体火箭发动机轴向设置，以便于多个箍段夹紧固体火箭发动机且能够在固体火箭发动机的推力带动下沿轴向运动。可选地，安装孔为圆形孔，且孔径大于第二连接件的直径，以便预留第二连接件在安装孔内的运动空间。

固体火箭固体火箭发动机一般比较细长，根据需要在固体火箭发动机机身中间设置一个或多个中间固定组件以作为辅助支撑点。固体火箭发动机壳体变形包括沿着固体火箭发动机的轴线方向伸长、固体火箭发动机的直径变大两个自由度的变形，多个箍段拼接成环形，形成分段连接的分体式抱箍，以箍住固体火箭发动机，当固体火箭发动机膨胀时，分体式抱箍自身可以通过形变改变抱箍内径，可以释放固体火箭发动机膨胀内径增加导致的应力，抱箍与机身框之间采用沿固体火箭发动机轴线方向的腰形孔连接，可以允许固体火箭发动机的壳体沿自身轴线方向滑动，释放固体火箭发动机轴向伸长量。

可选地，每相邻的两个箍段分别为第一箍段和第二箍段，第一箍段和第二箍段的连接端均由圆弧形向背离固体火箭发动机径向的方向弯折延伸形成重叠部，第一箍段的重叠部和第二箍段的重叠部将耳片的连接板夹持于二者之间，且均设有通孔，并通过穿过通孔和安装孔的第二连接件紧固，当固体火箭发动机膨胀时，重叠部由于结构变形可以张开，扩大抱箍内径；

当固体火箭发动机在中间固定组件处发生轴向移动时，分体式抱箍可以相对机身框以第二连接件为连接点在安装孔内前后移动，以释放固体火箭发动机壳体的轴向位移。

优选地，第二连接件为螺栓，用与螺栓适配的螺母将第二连接件固定于安装孔和通孔内。

本发明涉及的内埋安装的固体火箭发动机固定装置，采用机械连接的方式固定，并可以释放固体火箭发动机因工作内压过大导致的轴向伸长与径向膨胀变形，避免固体火箭机身与固体火箭发动机间因变形不匹配导致过大的载荷，结构简单可靠。

实施例1

如图1至图8所示，本发明提供了一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置，固体火箭发动机1包括前裙和后裙，固体火箭发动机1固定于多个机身框2上，且插设于多个机身框2内，固定装置包括前裙固定组件3和多个后裙固定组件4，前裙通过前裙固定组件3连接于机身框2，多个后裙固定组件4沿周向均布地夹持后裙，每个后裙固定组件4固连于机身框2，且能够沿固体火箭发动机1的轴向滑动。

在本实施例中，前裙固定组件3包括多个第一连接件31，多个第一连接件31沿周向均布，且沿平行于固体火箭发动机1轴向的方向穿过机身框2连接于前裙。

固体火箭发动机1的前裙平行于机身框2设置，第一连接件31为螺钉，通过螺钉直接将机身框2个固体火箭发动机1的前裙固定连接，用于固定固体火箭发动机1前端，并将固体火箭发动机1轴向推力通过机身加强框传递给机身。

后裙固定组件4包括滑块41、固定支座42、锁紧件43和顶杆44；固定支座42连接于机身框2，顶杆44沿固体火箭发动机1的径向设于固定支座42上，滑块41压紧后裙的外壁且被顶杆44压紧。滑块41的内侧面为与固体火箭发动机1外壁适配的弧形，滑块41的内侧面光滑且能够贴合于固体火箭发动机1的外壁。滑块41的内侧面的表面粗糙度不超过3.2μm。

滑块41的外侧面设有凹槽411，顶杆44的端部设有卡接部，卡接部适配于凹槽411内径且压紧于凹槽411内。

滑块41使用顶杆44顶住，顶杆44作用于滑块41外侧面的凹槽411内，保证顶杆44与滑块41之间不会出现相对滑动，当固体火箭发动机1点火以及关机过程中，固体火箭发动机1燃烧室膨胀，由于前裙与机身框2固定，固体火箭发动机1后裙与滑块41间可以沿着固体火箭发动机1轴线方向滑动，从而避免了机身机构与固体火箭发动机1之间变形不匹配。

固定支座42包括垂直连接的第一安装板、第二安装板和加强板，第一连接板与机身框2固定连接，顶杆44穿设于第二安装板，加强板的两端设于第一安装板与第二安装板之间。第一安装板、第二安装板和加强板通过焊接连接为一个整体。

在本实施例中，该固定装置还包括至少一个中间固定组件5，中间固定组件5连接于固体火箭发动机1的壳体与机身框2，且夹紧固体火箭发动机1的壳体。

中间固定组件5包括多个箍段和多个耳片53，每个箍段为圆弧形，多个箍段拼接为环形以夹紧固体火箭发动机1的壳体，耳片53为T型，包括垂直连接的固定板和连接板，固定板固连于机身框2上，连接板设于相邻的箍段之间。

在本实施例中，箍段为和耳片均为四个，四个箍段首尾相连形成环形分体式抱箍。

耳片53的连接板上设有安装孔55，耳片53通过穿过安装孔55的第二连接件54与箍段相连接。

在本实施例中，安装孔55为腰型孔。连接板平行于固体火箭发动机1的轴向，腰型孔的长度方向沿固体火箭发动机1轴向设置，以便于多个箍段夹紧固体火箭发动机1且能够在固体火箭发动机1的推力带动下沿轴向运动。

固体火箭发动机1壳体变形包括沿着固体火箭发动机1的轴线方向伸长、固体火箭发动机1的直径变大两个自由度的变形，四个箍段拼接成环形，形成分段连接的分体式抱箍，以箍住固体火箭发动机1，当固体火箭发动机1膨胀时，分体式抱箍自身可以通过形变改变抱箍内径，可以释放固体火箭发动机1膨胀内径增加导致的应力，抱箍与机身框2之间采用沿固体火箭发动机1轴线方向的腰形孔连接，可以允许固体火箭发动机1的壳体沿自身轴线方向滑动，释放固体火箭发动机1轴向伸长量。

每相邻的两个箍段分别为第一箍段51和第二箍段52，第一箍段51和第二箍段52的连接端均由圆弧形向背离固体火箭发动机1径向的方向弯折延伸形成重叠部，第一箍段51的重叠部和第二箍段52的重叠部将耳片53的连接板夹持于二者之间，且均设有通孔，并通过穿过通孔和安装孔55的第二连接件54紧固，当固体火箭发动机1膨胀时，重叠部由于结构变形可以张开，扩大抱箍内径；

当固体火箭发动机1在中间固定组件5处发生轴向移动时，分体式抱箍可以相对机身框2以第二连接件54为连接点在安装孔55内前后移动，以释放固体火箭发动机1壳体的轴向位移。

第二连接件54为螺栓，用与螺栓适配的螺母将第二连接件54固定于安装孔55和通孔内。

以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。