喷管内嵌式发动机燃烧室装药结构尾部成型装置的制作方法

本实用新型涉及机械模具设计技术领域，特别涉及喷管内嵌式发动机燃烧室装药结构尾部成型装置。

背景技术：

随着导弹武器系统技战术指标的提高，对发动机推进剂的性能、结构形状、推进剂的装填系数等指标的要求也越来越高，某型号主发动机燃烧室Ⅰ级药柱复合壳体组合件为贴壁浇注的管槽型结构，发动机燃烧室结构为提高装填系数，燃烧室尾部采用小开口结构，为便于喷管内嵌式装入，尾部结构尺寸为φ28且结构型面复杂，采用传统的人工手工整形，具有很大的安全隐患且很难整形到位，初始燃面得不到有效保证。

目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

技术实现要素：

本实用新型解决的问题是，现有的人工手形整形方法不能适用于燃烧室尾部为小开口的、喷管内嵌式发动机燃烧室装药室尾部成形；为解决所述问题，本实用新型提供一种喷管内嵌式发动机燃烧室装药结构尾部成型装置。

本实用新型提供的喷管内嵌式发动机燃烧室装药结构尾部成型装置，包括：复合壳体、芯模、尾部成型模、成型沸腾环；所述成型沸腾环与复合壳体内型面配合。

进一步，所述沸腾环为整体结构，沸腾环型面与复合壳体内型面尾部配合面间隙为0.25mm。

进一步，所述尾部成型模为组合式哈夫结构。

进一步，尾部成型模开设跑料锥孔，锥度为1：100，孔径面积总和不小于成型模底部有效面积的20%。

进一步，尾部成型模与成型沸腾环配合间隙为0.5mm。

进一步，尾部成型模与芯模翼片配合间隙为0.6mm。

进一步，还包括：紧定螺栓副，所述紧定螺栓副将尾部成型模、成型沸腾环、浇注完成的复合壳体固定为一体。

进一步，所述复合壳体的材料包括内绝热材料玻璃钢。

本实用新型的优点包括：

采用本实用新型提供的装置，浇注前，将复合壳体与成型沸腾圈装配，推进剂浇注结束后，压下尾部成型模到位，以尾部成型模为导向，插芯模成型到位。利用成型沸腾圈、尾部成型模、芯模三者组合成型来实现Ⅰ级药柱复合壳体组合件尾部初始燃面结构。

本实用新姓提供的装置结构合理、先进，保证了产品装药结构完整性，提高了整形质量，确保产品尾部结构符合设计要求，并能有效保证内嵌式喷管装入，解决了小型喷管内嵌式发动机燃烧室装药尾部成形问题。

附图说明

图1是本实用新型提供的喷管内嵌式发动机燃烧室装药结构尾部结构示意图；

图2是本实用新型提供的小型喷管内嵌式发动机燃烧室装药结构尾部成型装置结构示意图。

具体实施方式

下文中，结合附图和实施例，对本发明的精神和实质作进一步阐述。

如图2所示，本实用新型提供的喷管内嵌式发动机燃烧室装药结构尾部成型装置包括：尾部成型模3、芯模1、成型沸腾环4、芯模1和复合壳体5；使用时，成型沸腾环4装配于复合壳体，再装配浇注工装组件，按工艺要求进行浇注；浇注完成后，将待成型工件取下浇注工装，然后以成型沸腾圈4为导向，压下尾部成型模3到位，以尾部成型模为导向，插芯模1到位；紧定螺栓副2把尾部成型模3、成型沸腾环4、浇注完成的复合壳体5固定为一体；最后将整套装置放入固化烘箱内，升温固化成型结束后，依次取下紧定螺栓副2，尾部成型模3、芯模1、成型沸腾环4 ，并对尾部初始型面上飞边进行清除、清理，即可得到图1所示包括带玻璃钢壳体和推进剂的燃烧室装药结构尾部结构。

所述成型沸腾环为整体结构，结构与复合壳体内型面配合设计，为保证装配间隙和精度，且具有一定的通用性，成型沸腾环型面与复合壳体内型面尾配合面间隙为0.20~0.30mm，比如0.25mm。

由于推进剂固化后为弹性橡胶体，具有一定的变形量，为保证尾部成型模压下和拔模方便，尾部成型模开设一定尺寸和形状的跑料锥孔，锥度一般建议1：100，孔数量具体视下部型面空间而定，一般均匀布置，孔径面积总和不小于成型模底部有效面积的20%，组合式成型模与成型沸腾环配合间隙约0.5mm，组合式成型模与芯模翼片间隙约0.6mm。尾部成型模为组合式给付结构，便于脱模后拆卸及残药清理。

所述芯模、尾部成型模、成型沸腾环均采用有色金属硬铝，加工后时效处理，表面喷涂四氟乙烯脱模剂，保证推进剂尾部型面光滑、平整，且脱模整形方便、快捷。所述壳体的材料中含有绝热层玻璃钢成分。最终形成的Ⅰ级药柱复合壳体组合件尾部尺寸为φ28mm，保证喷管内嵌式装入。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。