一种中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明属于固体火箭发动机热防护结构内绝热层制造领域，具体为一种采用刚性工装模具成型中小型固体火箭发动机热防护结构不同内绝热层的工装。
【背景技术】
[0002]固体火箭发动机热防护内绝热层制造一般方法是将绝热层出片后采用手工贴片气囊加压硫化或硫化灌蒸汽加压硫化。若出现下列情况:①壳体开口较小或内孔细长采用硬质类或纤维类绝热材料时绝热层为要求较高精度尺寸或异形形状，不能用手工贴片或气压硫化时，就必须牺牲结构设计或放弃合理的材料选择，另选它法。
【发明内容】
[0003]本发明的目的在于克服现有技术的上述不足而提供一种中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装，可实现各种绝热层结构的精确整体成型，可保证绝热层结构致密，有助提高绝热结构的抗烧蚀冲刷性能。
[0004]本发明的技术方案在于:包括绝热壳体、置于绝热壳体内用于挤胀绝热层的组合模芯、伸入组合模芯内用于挤胀组合模芯的挤胀锥；所述组合模芯呈筒状结构；组合模芯内孔为与挤胀锥配合的锥形孔；所述挤胀锥与加压工装相连。
[0005]所述挤胀锥与绝热壳体之间设有用于保护绝热壳体的限位环。
[0006]所述限位环上设有用于与绝热壳体端部相卡的凸缘；所述限位环内孔为与挤胀锥配合的锥形孔；所述挤胀锥上设有用于与限位环配合限位的凸缘。
[0007]所述挤胀锥包括前开口挤胀锥、后开口挤胀锥、与后开口挤胀锥配合的内挤胀锥；所述组合模芯内孔两端分别为与前开口挤胀锥配合的前锥形孔、与后开口挤胀锥和内挤胀锥配合的后锥形孔。
[0008]所述组合模芯由两个以上楔形模芯和位于相邻两楔形模芯之间的配合模芯组合??? 。
[0009]所述绝热壳体直径为35?400mm,长度为80?2000mm。
[0010]所述加压工装为卧式加压机或立式硫化机。
[0011]所述组合模芯由防变形硬质材料制成，如经过热处理的45#钢、40Cr钢、Ly 12硬铝等。本发明突破了传统上发动机绝热层结构设计或材料选用因不能用手工贴片或传统气囊加压实施产生的局限；避免了传统的手工贴片、排气；大幅度降低所用绝热材料操作工艺性能、胶粘剂粘接性能和贴片技能的要求；使绝热合格率和绝热质量得到本质提高。
【附图说明】
[0012]图1为本发明的结构示意图。
[0013]图2为本发明A-A剖视结构示意图。
[0014]图中，1、绝热壳体，2、绝热层，3、前开口限位环，4、后开口限位环，5、前开口挤胀锥，6、后开口挤胀锥，7、内挤胀锥，8、组合模芯，8-1、配合模芯，8-2、楔形模芯。
【具体实施方式】
[0015]图1中，本发明包括绝热壳体1，装于绝热壳体I两端的前开口定位环3、后开口定位环4，装于绝热层2内侧的组合模芯，装于组合模芯8两端锥面的前开口挤胀锥5、后开口挤胀锥6。其中前开口定位环3、后开口定位环4利用壳体相关尺寸径向定位，利用与组合模芯8相接触的锥面导向并限位组合模芯8，通过加压工装施压挤胀锥，使其挤胀组合模芯8，组合模芯8外形与绝热层2内形面设计一致，可精确保证绝热层2尺寸。
[0016]前后开口定位环利用绝热壳体I开口结构尺寸定位，与组合模芯8接触面设计了锥面，用于限位、定位组合模芯8。
[0017]本发明可以使用在合适的卧式加压机或立式硫化机上加压，对挤胀锥施压，通过挤胀锥的推进，挤胀组合模芯，并利用组合模芯结构长度和前后开口定位环限位保护壳体。由于挤胀锥和组合模芯施加与壳体绝热层的压力5MPa以上,并且大小可调,远大于气压硫化上限压力0.8MPa，因此绝热层贴放时技能要求不高，成型的绝热层尤其是带纤维或硬质绝热层更致密，界面粘接强度也更高更可靠。
[0018]绝热壳体直径为35?400mm，长度为80?2000mm;挤胀锥角度在4?18°时，绝热壳体可不用持续保压，直接在硫化温度中硫化。结构情况允许大于18°时，需持续施压硫化。
[0019]本发明中各零件用金属制作，但必须经过热处理，防止过大变形，尤其是组合模芯不能变形。
[0020]图2中，组合模芯为将吻合于绝热层内型面的模芯剖切六瓣组合，包括两个楔形模芯8-2，四个配合模芯8-1。
[0021]本发明可用于固体火箭发动机热防护结构内绝热层制造成型。将预制好的绝热层2置于涂有胶粘剂绝热壳体I内壁展平，按图2所示分别置入第一组配合模芯8-1和第二组配合模芯8-1，对称形成两个斜楔槽，然后把两件楔形模芯8-2分别置入两个斜楔槽中，按图示I置入内挤胀锥7限制组合模芯脱散，再分别装入前开口定位环3，前开口挤胀锥5 ;后开口定位环4和后开口挤胀锥6。前开口定位环3和后开口定位环4必须基本安装到位，前开口挤胀锥5和后开口挤胀锥6可只放入内锥即可，通过卧式或立时加压机加压到图示位置，置入加热环境按工艺条件固化。
【主权项】
1.一种中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装，其特征在于:包括绝热壳体、置于绝热壳体内用于挤胀绝热层的组合模芯、伸入组合模芯内用于挤胀组合模芯的挤胀锥；所述组合模芯呈筒状结构；组合模芯内孔为与挤胀锥配合的锥形孔；所述挤胀锥与加压工装相连。
2.根据权利要求1所述的中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装，其特征在于:所述挤胀锥与绝热壳体之间设有用于保护绝热壳体的限位环。
3.根据权利要求2所述的中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装，其特征在于:所述限位环上设有用于与绝热壳体端部相卡的凸缘；所述限位环内孔为与挤胀锥配合的锥形孔；所述挤胀锥上设有用于与限位环配合限位的凸缘。
4.根据权利要求1所述的中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装，其特征在于:所述挤胀锥包括前开口挤胀锥、后开口挤胀锥、与后开口挤胀锥配合的内挤胀锥；所述组合模芯内孔两端分别为与前开口挤胀锥配合的前锥形孔、与后开口挤胀锥和内挤胀锥配合的后锥形孔。
5.根据权利要求1所述的中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装，其特征在于:所述组合模芯由两个以上楔形模芯和位于相邻两楔形模芯之间的配合模芯组合而成。
6.根据权利要求1所述的中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装，其特征在于:所述绝热壳体直径为35?400mm,长度为80?2000mm。
7.根据权利要求1所述的中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装，其特征在于:所述加压工装为卧式加压机或立式硫化机。
8.根据权利要求1所述的中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装，其特征在于:所述组合模芯由防变形硬质材料制成。
【专利摘要】一种中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装，包括绝热壳体、置于绝热壳体内用于挤胀绝热层的组合模芯、伸入组合模芯内用于挤胀组合模芯的挤胀锥；所述组合模芯呈筒状结构；组合模芯内孔为与挤胀锥配合的锥形孔；所述挤胀锥与加压工装相连。所述组合模芯由两个以上楔形模芯和位于相邻两楔形模芯之间的配合模芯组合而成。本发明可实现各种绝热层结构的精确整体成型，可保证绝热层结构致密，有助提高绝热结构的抗烧蚀冲刷性能。
【IPC分类】B29C35-02
【公开号】CN104552692
【申请号】CN201310511960
【发明人】彭正贵, 王江, 陈春娟, 赵志祥, 詹穹, 帅先华
【申请人】湖北航天化学技术研究所
【公开日】2015年4月29日
【申请日】2013年10月28日