CN111070518A - 一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置及使用方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，包括模芯(1)、模芯定位板(2)、定位环(3)、密封底座(4)、加压机构(5)、第一上锁模板(6)、第二上锁模板(7)、锁模杆(8)；模芯(1)为低粘度绝缘材料冲压成型部件；所述模芯定位板(2)用于固定模芯(1)；所述定位环(3)用于固定发动机壳体，并与模芯定位板(2)配合将模芯(1)送入发动机壳体腔中；密封底座(4)用于封堵发动机壳体腔底部并形成密封；加压机构(5)用于向模芯(1)施加压力使模芯(1)挤压发动机壳体腔中的低粘度绝缘材料；所述第一上锁模板(6)、第二上锁模板(7)和锁模杆(8)配合使用，对冲压到位后的模芯(1)进行锁模保压。

Description

一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置及使用方法

技术领域

本发明总体地属于固体火箭发动机绝热层制造领域，具体地涉及一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置及使用方法。

背景技术

目前，固体火箭发动机绝热层材料呈多样化发展趋势，传统制造固体火箭发动机绝热层的方法主要有贴片气囊内撑加压、模压成型及绝热管体外成型装配等工艺。气囊内撑加压因其柔性加压特性，无法满足绝热管孔尺寸的精度；模压成型工艺具有技术成熟稳定，应用范围广等优点，但操作工序繁杂，生产效率较低，针对一类长径比较大、尺寸精度要求高且带有异形孔结构的发动机壳体，对模压设备精度要求极高，成本较高、效率低；对于体外成型工艺，要求发动机壳体本身结构简单才可实现绝热层与壳体的装配，应用面较窄。

现代作战环境对固体火箭战术导弹的机动性能要求越来越高，导致发动机的结构呈现为复杂化趋势，为满足绝热层高效制造，各绝热材料专业研究机构均先后提出了低粘度类膏体绝热材料以图实现高效的压力推进成型绝热工艺，对于低粘度绝热材料而言，传统的气囊内撑加压工艺、模压成型和体外成型工艺均难以满足发展的需要。因此，亟需研制出一种稳定可靠，可实施性强的成型工艺，以满足高性能导弹武器批量化生产的需要。

发明内容

本发明提供了一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，该装置可实现低粘度绝热材料固体火箭发动机壳体内一次成型、且精度明显提高，提高了发动机绝热生产效率。

本发明的技术方案是，一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，它包括模芯、模芯定位板、定位环、密封底座、加压机构、第一上锁模板、第二上锁模板、锁模杆；所述模芯为低粘度绝缘材料冲压成型部件，其外表面形状和尺寸与固体火箭发动机插芯绝热层的内表面匹配，用以保证绝热层内表面的形状和尺寸；所述模芯定位板用于固定模芯并将模芯导向送入发动机壳体腔中；所述定位环用于固定发动机壳体，并与模芯定位板配合将模芯经定位环表面上的孔洞送入发动机壳体腔中；所述密封底座用于封堵发动机壳体腔底部并形成密封，密封底座包括密封圈；所述加压机构用于通过模芯定位板向模芯施加压力，以使模芯挤压发动机壳体腔中的低粘度绝缘材料；所述第一上锁模板、第二上锁模板和锁模杆配合使用，对冲压到位后的模芯进行锁模保压，使被挤压的低粘度绝缘材料在发动机壳体腔内，所述第一上锁模板设置在模芯定位板上，所述第二上锁模板设置在固定发动机壳体底端下，所述锁模杆包括多根，均连接固定在第一上锁模板、第二上锁模板之间。

进一步的，上述模芯在绝缘层尺寸精度的允许范围内，沿模芯定位板受力方向设置＜0.5°的锥度(上大下小)，以便于脱模拔模。

进一步的，上述模芯定位板的下表面四周设置有导柱；所述定位环的四周设置有与模芯定位板上导柱位置匹配的导套，导套周长大于导柱，以使导柱进入导套中。

更进一步的，上述导柱与导套的同轴度误差小于0.05mm。

进一步的，上述模芯定位板与模芯通过螺纹孔、螺栓连接固定。

进一步的，上述加压机构为大型发动机或便携式千斤顶，以提供大于5MPa的锁模力。

进一步的，上述上锁模板、下锁模板与锁模杆均通过螺栓连接锁住模芯与发动机壳体腔。

本发明还提供了一种固体火箭发动机插芯绝热层成型方法，它使用上述固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，包括以下步骤：

步骤一：将低粘度绝热材料制备好，并按照理论重量称量好备用；

步骤二：将发动机壳体下端通过密封底座、密封圈进行固定封堵，将定位环同发动机壳体固定；

步骤三：将模芯定位板与模芯连接，备用；

步骤四：将低粘度绝热材料浇注至发动机壳体腔中，通过专用吊装架将模芯定位板连同模芯吊起，使导柱进入定位环的导套，以使模芯经定位环中心的孔洞缓慢插入发动机壳体腔中，使其在自重作用下合入发动机壳体腔中至一定高度；

步骤五：通过加压机构向模芯定位板加压将模芯压到位，合模到位后，通过上锁模板、下锁模板与锁模杆锁模保压；

步骤六：锁模后卸压后，进行固化，固化完成后脱模。

进一步的，上述步骤六中的固化的方式为室温固化或者140～180℃范围温度的固化。

进一步的，上述步骤一种的低粘度绝热材料可以是低粘度三元乙丙橡胶绝热层、低粘度树脂模塑料、低粘度硅橡胶材料。

可以看出，发明提供了一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，其包括模芯、固定模芯用导柱工装、定位环导套工装、下密封底座、加压机构、上下锁模板、锁模杆等组件，其中模芯的外型面与绝热层的内型面形状匹配，用以保证绝热层内型面尺寸，在尺寸精度的允许范围内，设定0.5°以下锥度角，以便于脱模拔模；模芯固定工装包含导柱装置，与模芯通过螺纹孔、螺栓连接使用，同定位环导套机构为组合机构，两者同轴度误差小于0.05mm；下密封底座同壳体密封连接；加压机构提供模芯推进压力，为压力机加压(大型发动机)或便携式千斤顶加压(中小型发动机)，最终锁模力需大于5MPa，用以保证绝热材料布满模腔，利于后续硫化；待模芯加压合模到位后，上下锁模板及锁模杆通过螺栓连接锁住模芯与壳体腔，实现保压；固化方式是室温固化或者中高温固化(140～180)℃；最终脱模获得一体化绝热壳体。凭借此装置及方法完成了该类绝热材料的固体火箭发动机壳体一次成型，提高发动机绝热生产效率。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)生产效率高。可根据生产需求，依靠模芯一次插芯压注成型，操作简便，易于实现批量生产。

(2)产品尺寸控制精度高。模芯及定位机构保证了绝热层型面及尺寸精度高。

(3)应用范围广。不仅能满足均匀厚度绝热层成型，而且能满足变厚度、形状不规则等结构复杂的绝热层的成型需要。

(4)对比目前广泛采用的气囊内撑加压、模压成型及体外成型工艺，提升生产效率，提高产品尺寸控制精度，达到产品快速制造的能力，弥补了现有技术的局限性。

附图说明

从下面结合附图对本发明实施例的详细描述中，本发明的这些和/或其它方面和优点将变得更加清楚并更容易理解，其中：

图1为本发明实施例的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置在模芯没有被施压到位时的各部件组成及总体结构示意图，其中不包括上锁模板、下锁模板和锁模杆；

图2为本发明实施例的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置在模芯被施压到位时的各部件组成及总体结构示意图。

具体实施方式

为了使本领域技术人员更好地理解本发明，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。

实施例1

一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，其结构如图1和图2所示，它包括模芯1、模芯定位板2、定位环3、密封底座4、加压机构5、第一上锁模板6、第二上锁模板7、锁模杆8；所述模芯1为低粘度绝缘材料冲压成型部件，其外表面形状和尺寸与固体火箭发动机插芯绝热层的内表面匹配，用以保证绝热层内表面的形状和尺寸；所述模芯定位板2用于固定模芯1并将模芯1导向送入发动机壳体腔中，模芯定位板2与模芯1通过螺纹孔、螺栓连接固定；所述定位环3用于固定发动机壳体，并与模芯定位板2配合将模芯1经定位环3表面上的孔洞送入发动机壳体腔中；所述密封底座4用于封堵发动机壳体腔底部并形成密封，密封底座4包括密封圈；所述加压机构5用于通过模芯定位板2向模芯1施加压力，以使模芯1挤压发动机壳体腔中的低粘度绝缘材料，加压机构5为大型发动机或便携式千斤顶，以提供大于5MPa的锁模力，使低粘度绝缘材料被挤压、并在此压力状态下固化成型；所述第一上锁模板6、第二上锁模板7和锁模杆8配合使用，对冲压到位后的模芯1进行锁模保压，使被挤压的低粘度绝缘材料在发动机壳体腔内，所述第一上锁模板6设置在模芯定位板2上，所述第二上锁模板7设置在固定发动机壳体底端下，所述锁模杆8包括多根，均连接固定在第一上锁模板6、第二上锁模板7之间，优选上锁模板6、下锁模板7与锁模杆8均通过螺栓连接锁住模芯1与发动机壳体腔。

优选的，模芯1在绝缘层尺寸精度的允许范围内，沿模芯定位板2受力方向设置＜0.5°的锥度(上大下小)，以便于脱模拔模。

为了更顺畅地使模芯1与垂直进入发动机腔体，在模芯定位板2的下表面四周设置有导柱；在定位环3的四周设置有与模芯定位板2上导柱位置匹配的导套，导套周长大于导柱，以使导柱进入导套中，且导柱与导套的同轴度误差小于0.05mm。

实施例2：某固体火箭发动机二级燃烧室绝热层制备

按照下步骤完成该发动机壳体的插芯压注：

步骤一：将硅树脂/纤维绝热材料制备好，并按照理论重量称量好备用；

步骤二：将发动机底部通过密封底座(带密封圈)进行固定封堵，将浇注端定位环(带导套)同发动机壳体配装，导柱导套同模芯同轴度公差为0.03mm；

步骤三：将模芯同模芯固定板(带导柱)同模芯配装备用，模芯锥角角度为0.4°，

步骤四：将硅树脂/纤维绝热材料浇注至壳体腔中，通过专用吊装架将导柱倒进导套，模芯缓慢插芯至模腔，使其在自重作用下合入壳体腔.

步骤五：通过外连接板及50T便携式数显千斤顶将模芯加压到位，最终等效压力为6MPa。

步骤六：利用上下锁模板、锁模杆锁模后，拆卸外连接板及千斤顶后，放入烘房固化，固化参数160℃，4h。

步骤七：固化结束后脱模，完成绝热。

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。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，其特征在于，它包括模芯(1)、模芯定位板(2)、定位环(3)、密封底座(4)、加压机构(5)、第一上锁模板(6)、第二上锁模板(7)、锁模杆(8)；

所述模芯(1)为低粘度绝缘材料冲压成型部件，其外表面形状和尺寸与固体火箭发动机插芯绝热层的内表面匹配，用以保证绝热层内表面的形状和尺寸；

所述模芯定位板(2)用于固定模芯(1)并将模芯(1)导向送入发动机壳体腔中；

所述定位环(3)用于固定发动机壳体，并与模芯定位板(2)配合将模芯(1)经定位环(3)表面上的孔洞送入发动机壳体腔中；

所述密封底座(4)用于封堵发动机壳体腔底部并形成密封，密封底座(4)包括密封圈；

所述加压机构(5)用于通过模芯定位板(2)向模芯(1)施加压力，以使模芯(1)挤压发动机壳体腔中的低粘度绝缘材料；

所述第一上锁模板(6)、第二上锁模板(7)和锁模杆(8)配合使用，对冲压到位后的模芯(1)进行锁模保压，使被挤压的低粘度绝缘材料在发动机壳体腔内，所述第一上锁模板(6)设置在模芯定位板(2)上，所述第二上锁模板(7)设置在固定发动机壳体底端下，所述锁模杆(8)包括多根，均连接固定在第一上锁模板(6)、第二上锁模板(7)之间。

2.如权利要求1所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，其特征在于，所述模芯(1)在发动机插芯绝缘层尺寸精度的允许范围内，沿模芯定位板(2)受力方向设置＜0.5°上大下小的锥度，以便于脱模拔模。

3.如权利要求1所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，其特征在于，所述模芯定位板(2)的下表面四周设置有导柱；所述定位环(3)的四周设置有与模芯定位板(2)上导柱位置匹配的导套，导套周长大于导柱，以使导柱进入导套中。

4.如权利要求3所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，其特征在于，所述导柱与导套的同轴度误差小于0.05mm。

5.如权利要求1所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，其特征在于，所述模芯定位板(2)与模芯(1)通过螺纹孔、螺栓连接固定。

6.如权利要求1所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，其特征在于，所述加压机构(5)为大型发动机或便携式千斤顶，以提供大于5MPa的锁模力。

7.如权利要求1所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，其特征在于，所述上锁模板(6)、下锁模板(7)与锁模杆(8)均通过螺栓连接锁住模芯(1)与发动机壳体腔。

8.一种固体火箭发动机插芯绝热层成型方法，其特征在于，它使用如权利要求1-7中任一权利要求所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，包括以下步骤：

步骤一：将低粘度绝热材料制备好，并按照理论重量称量好备用；

步骤二：将发动机壳体下端通过密封底座、密封圈进行固定封堵，将定位环(3)同发动机壳体固定；

步骤三：将模芯定位板(2)与模芯(1)连接，备用；

步骤四：将低粘度绝热材料浇注至发动机壳体腔中，通过专用吊装架将模芯定位板(2)连同模芯(1)吊起，使导柱进入定位环(3)的导套，以使模芯(1)经定位环(3)中心的孔洞缓慢插入发动机壳体腔中，使其在自重作用下合入发动机壳体腔中至一定高度；

步骤五：通过加压机构(5)向模芯定位板(2)加压将模芯(1)压到位，合模到位后，通过上锁模板(6)、下锁模板(7)与锁模杆(8)锁模保压；

步骤六：锁模后卸压后，进行固化，固化完成后脱模。

9.如权利要求8所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型方法，其特征在于，所述步骤六中的固化的方式为室温固化或者140～180℃范围温度的固化。

10.如权利要求8所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型方法，其特征在于，所述步骤一中的低粘度绝热材料为低粘度三元乙丙橡胶绝热层、低粘度树脂模塑料、低粘度硅橡胶材料中的一种或多种。

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