一种固体火箭发动机药柱软隔层间隙成型装置的制作方法

本发明涉及固体火箭发动机制造技术，特别涉及双脉冲固体火箭发动机燃烧室装药过程工艺技术。

背景技术：

双脉冲固体火箭发动机是目前较先进的固体火箭发动机。在双脉冲固体火箭发动机燃烧室内腔中，通常设计有固定半封闭非金属绝热软隔层，软隔层通常被设计成圆台型，且靠近燃烧室机口处圆台截面直径小。同时，要求燃烧室装药药柱成型面与绝热软隔层表面有一定的设计间隙。由于靠近燃烧室机口处圆台截面直径小，远离燃烧室机口处圆台截面直径大，常规的圆台型隔离工装在推进剂固化成型后，无法脱模。为实现设计目的要求，在制造过程中，通常采取两个技术措施：一是在绝热软隔层外部套装包覆一定厚度的相对较软的绝热材料，待固体推进剂浇注、固化成型后将绝热软隔层外部套装包覆的绝热材料破坏取出；由于绝热材料较软，导致固化成型的推进剂药柱成型面凹凸不平，影响燃烧性能；如果采用较硬绝热材料，待固体推进剂浇注、固化成型后将绝热软隔层外部套装包覆的绝热材料很难被破坏并取出，从而导致多余物，所以不能采用较硬绝热材料。二是在软隔层外表面缠绕工业线，工业线的缠绕厚度根据设计要求工艺确定，然后在工业线外表面粘一层聚四氟乙烯布，以方便装药后脱模；但是在软隔层外表面缠工业线费时费力，且不能重复使用。

技术实现要素：

本发明提供了一种固体火箭发动机药柱软隔层间隙成型装置，可套装于软隔层外表面，待固体推进剂浇注、固化成型后将该软隔层间隙成型装置通过脱模取出，从而实现设计要求的燃烧室装药药柱成型面与绝热软隔层表面的间隙。

本发明所采取的方案：双脉冲固体火箭发动机燃烧室内的非金属绝热软隔层通常被设计成圆台型，且靠近燃烧室机口处圆台截面直径小，远离燃烧室机口处圆台截面直径大，与之对应的该固体火箭发动机药柱软隔层间隙成型装置也被设计成靠近燃烧室机口处圆台截面直径小、远离燃烧室机口处圆台截面直径大的圆台型；该装置可套装于绝热软隔层之上，从而保证药柱成型面与绝热软隔层表面设计要求间隙。为实现该软隔层间隙成型装置的有效脱模，装置被设计成包括包括支撑环、定位帽、隔离环组成的结构；隔离环由若干隔离片组合装配而成，并呈现圆台型，且上端直径小，下端直径大；隔离片又分A类隔离片、B类隔离片，A类隔离片上端弧长长，下端弧长短，B类隔离片上端弧长短，下端弧长长，将A类隔离片、B类隔离片交替组装成隔离环；每片隔离片都设计有脱模孔；支撑环固定安装在隔离环上端内壁；定位帽固定安装在隔离环上端外壁；隔离环下端外壁采用单面胶聚四氟乙烯布缠绕一周固定并将一端从隔离环内腔引到发动机燃烧室壳体机口固定。在固体推进剂药柱固化后，先将推进剂成型面整形至露出每片隔离环片上的脱模孔，取下定位帽，将聚四氟布从隔离环上撕下；将脱模工装与脱模孔连接，通过脱模孔承受脱模力将隔离片逐片脱出；按工艺规定的脱模次序要求，先将A类隔离片脱出，再将B类隔离片逐片脱出；最后取下支撑环。在隔离片脱模过程中，因A类隔离片上端弧长长，下端弧长短，在脱模过程中，脱模阻力在不断减小，能够有效脱模；当B类隔离片脱出后， B类隔离片两侧腾出了原A类隔离片占据的空间，从而保证了B类隔离片有效脱模。所发明的固体火箭发动机药柱软隔层间隙成型装置可有效保证设计要求的燃烧室装药药柱成型面与绝热软隔层表面规定的间隙，而且极大提高了燃烧室装药药柱成型面的规整光滑程度，操作方便简单，节约了成本。

本发明的固体火箭发动机药柱软隔层间隙成型装置，先应用隔离成型环装配工装在固体火箭发动机燃烧室壳体外部组装好后，再放入固体火箭发动机燃烧室壳体内，并套装固定在固体火箭发动机燃烧室壳体软隔层外围。隔离成型环装配工装为圆台型，且上端直径小，下端直径大，隔离成型环装配工装的母线与所对应的隔离环的母线锥度相同，隔离成型环装配工装显示的圆台截面外径与其对应所组装成型的隔离环所显示的圆台截面内径相同，隔离成型环装配工装下端向外设有一圈凸台，凸台靠近圆台外壁有一周凹槽

本发明固体火箭发动机药柱软隔层间隙成型装置安装过程为：按工艺确定的位置先将隔离片中B 类隔离片安装至隔离成型环装配工装下端向外的一圈凸台的凹槽中，并紧贴隔离成型环装配工装圆台的外壁，再将隔离片中A 类隔离片放入隔离成型环装配工装下端向外的一圈凸台的凹槽中，并紧贴隔离成型环装配工装圆台的外壁，A 类隔离片、B 类隔离片交替组装成隔离环，并套装隔离成型环装配工装的圆台型结构上；在隔离环上端内壁安装支撑环，在隔离环上端外壁安装定位帽，在隔离环下端外壁靠近隔离成型环装配工装外壁凸台之上，用单面胶聚四氟乙烯布在隔离环下端缠绕一周，并留有工艺规定的余量长度；将组装好的隔离环从隔离成型环装配工装上取下，安装固定在固体火箭发动机燃烧室壳体软隔层外围，即完成隔离环的组装工作。

本发明固体火箭发动机药柱软隔层间隙成型装置的每一个隔离片的上端都设有脱模孔，且隔离片采用金属材料或聚四氟乙烯材料制成，优选铝制材料和聚四氟乙烯材料。

有益效果：本发明已应用于某双脉冲固体火箭发动机装药工艺过程，能有效保证燃烧室装药药柱成型面与绝热软隔层表面的设计间隙，并能实现有效脱模，药柱成型面平整光滑程度显著提高，操作方便简单，节约了成本。

附图说明

图1 为固体火箭发动机软隔层药柱间隙成型装置示意图

图2 为隔离环与装配工装装配示意图

图3 为组装后隔离环与软隔层配合示意图

图4 为隔离环组装示意图

图5 为隔离环组装示意图A-A剖面左视图

图6 为隔离成型环装配工装示意图

图7为A 类隔离片示意图

图8 为B类隔离片示意图

附图中，1、隔离成型环装配工装，2、前封头定位环，3、脱模孔，4、主芯棒，5、支撑环，6、定位帽，7、隔离环，8、软隔层，9、燃烧室前机口，10、燃烧室后机口，11、燃烧室，12、隔离片,13、A 类隔离片，14、B类隔离片。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步的说明:

图1 为固体火箭发动机软隔层药柱间隙成型装置示意图，图2 为隔离环与装配工装装配示意图，图3 为组装后隔离环与软隔层配合示意图，图4 为隔离环组装示意图，图5 为隔离环组装示意图A-A剖面左视图，图6 为隔离成型环装配工装示意图，图7为A 类隔离片示意图，图8为B类隔离片示意图。

在图1中，固体火箭发动机软隔层药柱间隙成型装置已安装于某双脉冲固体火箭发动机燃烧室11壳体中，并套装固定在固体火箭发动机燃烧室壳体软隔层外围，固体火箭发动机软隔层药柱间隙成型装置包括支撑环5、定位帽6，隔离环7结构。其中在非金属绝热软隔层下方装有主芯棒4，主芯棒4起到支撑软隔层的作用。

在图2中，隔离环7安装在隔离成型环装配工装1上，隔离环7由若干隔离片12组合装配而成，并呈现圆台型，且上端直径小，下端直径大；隔离片12又分A类隔离片13和B类隔离片14，A类隔离片13上端弧长长，下端弧长短，B类隔离片14上端弧长短，下端弧长长，每个隔离片12都有脱模孔3，A类隔离片13和B类隔离片14交替组装成隔离环7；支撑环5固定安装在隔离环7上端内壁；定位帽6固定安装在隔离环7上端外壁；隔离环7下端外壁采用单面胶聚四氟乙烯布缠绕一周固定并有从隔离环7内腔引到发动机燃烧室壳体机口的长度。隔离成型环装配工装1为圆台型，且上端截面直径小，下端截面直径大，隔离成型环装配工装1的母线与所对应的隔离环7的母线锥度相同，隔离成型环装配工装1显示的圆台截面外径与其对应所组装成型的隔离环7所显示的圆台内径相同，隔离成型环装配工装1下端向外设有一圈凸台，凸台靠近圆台外壁有一周凹槽；隔离片12被安装在凹槽并紧贴隔离成型环装配工装1外壁。

在图3中，固体火箭发动机软隔层药柱间隙成型装置套装固定在固体火箭发动机燃烧室壳体软隔层外围，固体火箭发动机软隔层药柱间隙成型装置包括支撑环5、定位帽6，隔离环7结构。隔离环7下端外壁采用单面胶聚四氟乙烯布缠绕一周固定并有从隔离环7内腔引到发动机燃烧室壳体机口的长度。

在图4、图5中，隔离成型环装配工装1为圆台型，且上端直径小，下端直径大，隔离成型环装配工装1的母线与所对应的隔离环7的母线锥度相同，隔离成型环装配工装1显示的圆台截面外径与其对应所组装成型的隔离环7所显示的圆台内径相同，隔离成型环装配工装1下端向外设有一圈凸台，凸台靠近圆台外壁有一周凹槽；隔离环7由若干隔离片12组合装配而成，并呈现圆台型，且上端直径小，下端直径大；隔离片12又分A类隔离片13和B类隔离片14，A类隔离片13上端弧长长，下端弧长短，B类隔离片14上端弧长短，下端弧长长，每个隔离片12都有脱模孔3，A类隔离片13和B类隔离片14交替组装成隔离环7。

在图6中，隔离成型环装配工装1为圆台型，且上端直径小，下端直径大，隔离成型环装配工装1下端向外设有一圈凸台，凸台靠近圆台外壁有一周凹槽。

在图7中，A类隔离片13上端弧长长，下端弧长短，每个隔离片12都有脱模孔3。

在图8中，B类隔离片14上端弧长短，下端弧长长，每个隔离片12都有脱模孔3。

本发明应用在某双脉冲固体火箭发动机制造过程中，安装固体火箭发动机药柱软隔层间隙成型装置步骤为：

步骤一，按工艺确定的位置先将隔离片12中B类隔离片14安装至隔离成型环装配工装1下端向外的一圈凸台的凹槽中，紧贴隔离成型环装配工装1圆台的外壁；

步骤二，按工艺确定的位置再将隔离片12中A 类隔离片13安装至隔离成型环装配工装1下端向外的一圈凸台的凹槽中，紧贴隔离成型环装配工装1圆台的外壁，A 类隔离片13和B 类隔离片14交替组装成隔离环7，且套装隔离成型环装配工装1的圆台型结构上；

步骤三，在隔离环7上端内壁安装支撑环5；

步骤四，在隔离环7上端外壁安装定位帽6；

步骤五，在隔离环7下端外壁靠近隔离成型环装配工装1外壁凸台之上，用单面胶聚四氟乙烯布在隔离环7下端缠绕一周，并留有工艺规定的长度；

步骤六，将组装好的隔离环7从隔离成型环装配工装1上取下，套装固定在固体火箭发动机燃烧室壳体软隔层外围，即完成隔离环7的组装工作。

本发明应用在某双脉冲固体火箭发动机制造过程中，固体火箭发动机药柱软隔层间隙成型装置脱模步骤为：

步骤一，在固体推进剂药柱固化后，先将推进剂成型面整形至露出每片隔离环片12上的脱模孔3；

步骤二，取下定位帽6；

步骤三，将聚四氟布从隔离环上撕下；

步骤四，先将A类隔离片13逐片脱出，将脱模工装与工艺规定的A类隔离片13脱模孔连接，工艺规定的次序逐片脱出A类隔离片13；

步骤五，将B类隔离片14逐片脱出，将脱模工装与工艺规定的B类隔离片14脱模孔连接，工艺规定的次序逐片脱出B类隔离片14；

步骤六，取下支撑环5。

隔离片12采用铝、铜、不锈钢材料或聚四氟乙烯材料制成。