1.本发明属于固体推进剂技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机装药解剖方法。
背景技术：
2.固体火箭发动机是火箭弹等装备的重要部件，具有部队装备量大、价值高等特点。固体火箭发动机已经或即将到达厂家给定的储存期后，可靠性安全性能否满足战技指标要求，需要进行质量鉴定工作。只有安全可靠地将装药内部的样品取出，才能进行装药理化性能测试等质量鉴定工作。但超期储存的固体火箭发动机装药理化性能未知，装药位于发动机壳体内部，使得装药解剖成为质量鉴定工作中危险程度最高、难度系数最大的环节。因此，实现固体火箭发动机装药的解剖，具有重大的军事经济效益。
3.目前，固体火箭发动机装药解剖采用现场手工解剖，或者破坏发动机壳体的形式，上述方式存在安全程度低、作业效率低、劳动强度大的缺点。
技术实现要素：
4.本发明的目的是提供一种作业效率高，降低作业人员危险，且可在不破坏发动机金属壳体结构的情况下对固体火箭发动机装药进行取样的固体火箭发动机装药解剖方法。
5.本发明采用如下技术方案：一种固体火箭发动机装药解剖方法，使用固体火箭发动机装药解剖刀组对固体火箭发动机装药进行取样；所述固体火箭发动机装药解剖刀组，其包括端面整形刀、密封圈车削刀和切断刀；其具体包括如下步骤：（a）将固体火箭发动机夹持在数控机床上，固体火箭发动机装药解剖刀组安装在刀台上；（b）对刀后，人员撤离到远距离控制室，远程启动数控机床，使用端面整形刀切削端部装药，得到平整的端部药面；停机后，人员进入现场清理废药；（c）对刀后，人员撤离到远距离控制室，远程启动数控机床，使用端面整形刀沿轴向切削内腔装药，得到平整的内腔药面，同时为切断刀进行切断提供足够的空间；停机后，人员进入现场清理废药；（d）对刀后，人员撤离到远距离控制室，远程启动数控机床，使用密封圈车削刀沿发动机根部轴向推进切削，将需取出的装药部分与固体火箭发动机壳体分离；停机后，人员进入现场清理废药；（e）对刀后，人员撤离到远距离控制室，远程启动数控机床，使用切断刀在距发动机端面方案需要尺寸处沿径向切削，将需取出的装药切断；停机后，人员进入现场清理废药；（f）取出圆筒状装药样品。
6.其中，所述端面整形刀包括截面为正方形的整形刀柄以及设置在整形刀柄端部的
整形刀头，所述整形刀头由第一斜侧面、第一顶面、第一端面、第一底面以及第一过渡面围合而成，所述第一顶面的前端连接第一端面，第一顶面及第一端面的一侧连接第一斜侧面，第一底面前端连接第一端面，第一底面的侧端连接第一斜侧面，第一底面的另一侧通过第一过渡面连接第一顶面；所述第一侧斜面、第一端面以及第一底面的交线为整形刀头刃部，所述第一斜侧面与竖直方向的夹角以及第一底面与水平方向的夹角均为8
°
，所述第一端面与竖直方向的夹角为5
°
；所述第一顶面与水平面的夹角为45
°
且通过圆弧过渡连接整形刀柄的顶部；所述整形刀头刃部与整形刀柄的底面平行且低于整形刀柄的底面。
7.其中，所述车削刀刃部设置有三角形缺口。
8.其中，所述车削刀刀柄和过度长柄的顶面为同一水平面且一体式设置。
9.其中，所述过渡长柄包括依次连接的第一过渡柄、第二过渡柄和第三过渡柄，所述第一过渡柄的前端与车削刀头的尾端固定连接，所述第三过渡柄的尾端与车削刀刀柄固定连接。所述第一过渡柄为直角梯形锥台。所述第二过渡柄为长方体。所述第三过渡柄为方锥台。
10.其中，所述第一过渡柄的小底面与车削刀头的尾端面相同，所述第二过渡柄的两个端面分别与第一过渡柄的大底面以及第三过渡柄的小底面相同；所述第三过渡柄的大底面与所述车削刀刀柄的端面相同。
11.其中，所述密封圈车削刀包括车削刀刀柄、过渡长柄以及车削刀头，所述车削刀头包括两个对称设置第二斜侧面、分别用于连接两个所述第二斜侧面底端、前端和顶端的第二底面、第二端面以及第二顶面，所述第二顶面包括与第二端面连接的车削前顶面以及与过渡长柄的顶面连接的车削后顶面，所述车削前顶面和第二端面的交线形成车削刀头刃部；所述第二端面与竖直方向的夹角为30
°
，所述车削前顶面与第二端面的夹角为45
°
。
12.其中，所述切断刀包括切断刀刀柄、过渡方锥台、连接长柄、垂直于连接长柄的直臂以及设置在直臂端部的切断刀头；所述切断刀头包括两个对称设置第三斜侧面、分别用于连接两个所述第三斜侧面底端、前端和顶端的第三底面、第三端面以及第三顶面，所述第三顶面包括与第三端面连接的切割前顶面以及与直臂顶面连接的切割后顶面，所述切割前顶面和第三端面的交线形成切断刀头刃部；所述第三端面与水平方向的夹角为30
°
，所述切割前顶面与第三端面的夹角为45
°
。
13.本发明的有益效果在于：本发明提供了一种固体火箭发动机装药远程解剖技术，该技术实现了固体火箭发动机装药远程内部取样（不破坏发动机金属壳体结构），消除了现场手工解剖或破坏发动机壳体进行解剖等方式存在的安全隐患，提高了作业效率，降低了劳动强度，实现了危险作业人机隔离。
附图说明
14.图1为端面整形刀的结构示意图。
15.图2为图1的左视结构示意图。
16.图3为密封圈车削刀的结构示意图。
17.图4为图3的俯视结构示意图。
18.图5为图4中车削刀头的a
‑
a剖视结构示意图。
19.图6为切断刀的结构示意图。
20.图7为图6的俯视结构示意图。
21.图8为图6的左视结构示意图。
22.图9为本发明的解剖方案图。
23.其中，1整形刀柄、2第一斜侧面、3第一顶面、4第一端面、5第一底面、6第一过渡面、7车削刀刀柄、8第二斜侧面、9第二底面、10第二端面、11车削前顶面、12车削后顶面、13三角形缺口、14第一过渡柄、15第二过渡柄、16第三过渡柄、17切断刀刀柄、18过渡方锥台、19连接长柄、20直臂、21第三斜侧面、22第三底面、23第三端面、24切割前顶面、25切割后顶面、26固体火箭发动机。
具体实施方式
24.下面结合具体实施方式，进一步阐述本发明。应理解，这些实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围。
25.实施例1固体火箭发动机装药解剖刀组，其包括端面整形刀、密封圈车削刀和切断刀。所述端面整形刀、密封圈车削刀和切断刀均采用不发火的铍铜材料制造而成。
26.图1~图2所示，所述端面整形刀包括截面为正方形的整形刀柄1以及设置在整形刀柄1端部的整形刀头，所述整形刀头由第一斜侧面2、第一顶面3、第一端面4、第一底面5以及第一过渡面6围合而成，所述第一顶面3的前端连接第一端面4，第一顶面3及第一端面4的一侧连接第一斜侧面2，第一底面5前端连接第一端面4，第一底面5的侧端连接第一斜侧面2，第一底面5的另一侧通过第一过渡面6连接第一顶面3；所述第一侧斜面2、第一端面4以及第一底面5的交线为整形刀头刃部，所述第一斜侧面2与竖直方向的夹角以及第一底面5与水平方向的夹角均为8
°
，所述第一端面4与竖直方向的夹角为5
°
；所述第一顶面3与水平面的夹角为45
°
且通过圆弧过渡连接整形刀柄1的顶部；所述整形刀头刃部与整形刀柄1的底面平行且低于整形刀柄1的底面。第一过渡面利于在车削过程中排出废料，防治堵塞。
27.图3~图5所示，所述密封圈车削刀包括车削刀刀柄7、过渡长柄以及车削刀头，所述车削刀头包括两个对称设置第二斜侧面8、分别用于连接两个所述第二斜侧面8底端、前端和顶端的第二底面9、第二端面10以及第二顶面，所述第二顶面包括与第二端面10连接的车削前顶面11以及与过渡长柄的顶面连接的车削后顶面12，所述车削前顶面11和第二端面10的交线形成车削刀头刃部；所述第二端面10与竖直方向的夹角为30
°
，所述车削前顶面11与第二端面10的夹角为45
°
。
28.所述车削刀刃部设置有三角形缺口13。三角形缺口利于在车削过程中排出废料，防治堵塞。
29.所述车削刀刀柄7和过度长柄的顶面为同一水平面且一体式设置。
30.所述过渡长柄包括依次连接的第一过渡柄14、第二过渡柄15和第三过渡柄16，所述第一过渡柄14的前端与车削刀头的尾端固定连接，所述第三过渡柄16的尾端与车削刀刀柄7固定连接。所述第一过渡柄14为直角梯形锥台。所述第二过渡柄15为长方体。所述第三过渡柄16为方锥台。
31.所述第一过渡柄14的小底面与车削刀头的尾端面相同，所述第二过渡柄15的两个端面分别与第一过渡柄14的大底面以及第三过渡柄16的小底面相同；所述第三过渡柄16的
大底面与所述车削刀刀柄7的端面相同。
32.图6~图8所示，所述切断刀包括切断刀刀柄17、过渡方锥台18、连接长柄19、垂直于连接长柄19的直臂20以及设置在直臂20端部的切断刀头；所述切断刀头包括两个对称设置第三斜侧面21、分别用于连接两个所述第三斜侧面21底端、前端和顶端的第三底面22、第三端面23以及第三顶面，所述第三顶面包括与第三端面23连接的切割前顶面24以及与直臂20顶面连接的切割后顶面25，所述切割前顶面24和第三端面23的交线形成切断刀头刃部；所述第三端面23与水平方向的夹角为30
°
，所述切割前顶面24与第三端面23的夹角为45
°
。
33.实施例2利用实施例1的解剖刀组，对固体火箭发动机装药进行远程解剖，即在不破坏发动机金属壳体结构的前提下，对固体火箭发动机装药进行取样。
34.具体包括如下步骤：（1）将固体火箭发动机26夹持在数控机床上，固体火箭发动机装药解剖刀组安装在刀台上。
35.（2）对刀后，人员撤离到远距离控制室，远程启动数控机床，使用端面整形刀切削端部装药（图9中的
①
区域），得到平整的端部药面；停机后，人员进入现场清理废药。
36.（3）对刀后，人员撤离到远距离控制室，远程启动数控机床，使用端面整形刀沿轴向切削内腔装药（图9中的
②
区域），得到平整的内腔药面，同时为切断刀进行切断提供足够的空间；停机后，人员进入现场清理废药。
37.（4）对刀后，人员撤离到远距离控制室，远程启动数控机床，使用密封圈车削刀沿发动机根部（近绝热层处）轴向推进切削（图9中的
③
区域），将需取出的装药部分与固体火箭发动机壳体分离；停机后，人员进入现场清理废药。
38.（5）对刀后，人员撤离到远距离控制室，远程启动数控机床，使用切断刀在距发动机端面方案需要尺寸处沿径向切削（图9中的
④
区域），将需取出的装药切断；停机后，人员进入现场清理废药。
39.（6）取出圆筒状装药样品。
40.综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。