一种装药支撑结构的制作方法

本发明涉及一种装药支撑结构，特别是涉及一种用于软隔层固体脉冲发动机装药支撑结构。

背景技术：

固体脉冲发动机因其能实现多次点火工作，间歇式释放推力，有效提高能量利用效能，提高导弹性能。脉冲发动机可根据弹上指令，通过点火间隔时间的控制依序实现脉冲燃烧室装药燃烧工作，为导弹提供的间歇式动力。与常规固体发动机相比，具有有效实现能量管理、提高导弹射程，扩大拦截作战空域、改善导弹的速度特性，灵活适应作战任务等多方面优势

现有发动机结构一般为前后收口的结构，而在设计软隔层脉冲发动机时，由于隔层是软质的绝热层，在装药时，如果不能有效支撑，就会导致整个隔层变形，影响前段燃烧室装药型面，导致性能偏离设计值，严重时，甚至导致隔层结构受损。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种装药支撑结构，包括芯模、支撑杆、内筒、紧固装置、支撑板；所述芯模包括多个扇环，多个扇环组成圆环状，所述芯模用于支撑外部发动机的软隔层；所述支撑杆用于支撑所述芯模；所述内筒与外部结构连接后用于对所述芯模进行定位和导向；所述紧固装置用于连接所述支撑杆和内筒；所述支撑板与外部发动机的封头端连接后同时向所述内筒和支撑杆提供支撑力。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种装药支撑结构，包括芯模、支撑杆、内筒、紧固装置、支撑板；

所述芯模包括多个扇环，多个扇环组成圆环状，所述芯模用于支撑外部发动机的软隔层；所述支撑杆用于支撑所述芯模；所述内筒与外部结构连接后用于对所述芯模进行定位和导向；所述紧固装置用于连接所述支撑杆和内筒；所述支撑板与外部发动机的封头端连接后同时向所述内筒和支撑杆提供支撑力。

优选的，所述内筒的表面设有导槽。

优选的，所述每个扇环上均设有滑槽。

优选的，所述支撑杆为阶梯柱状，所述支撑杆靠近所述芯模的一端的横截面最大。

优选的，所述支撑杆用于支撑所述芯模保持圆锥状。

优选的，所述每个扇环的尺寸均小于外部发动机的封头端。

优选的，所述芯模包括4～8个扇环。

优选的，所述支撑板通过螺栓与外部发动机的封头端连接。

优选的，所述支撑杆靠近所述芯模的端面为锥面。

一种装药支撑结构应用方法，采用上述装药支撑结构，包括如下步骤：

s1、将内筒与外部结构连接，然后将芯模的每个扇环均沿着内筒的导槽放入发动机内紧贴发动机的软隔层；

s2、将支撑杆套装在内筒上后对芯模的每个扇环进行初始支撑；

s3、利用紧固装置连接支撑杆和内筒，使支撑杆对芯模进行压紧；

s4、将支撑板与外部发动机的封头端连接后同时对内筒和支撑杆进行支撑；

s5、对发动机的燃烧室进行装药和固化后，依次拆下支撑板、紧固装置、支撑杆，使芯模的每个扇环脱落；然后将所有扇环和内筒依次拆除。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)在设计脉冲发动机结构设计时，利用本发明的结构，无需考虑开口直径与支撑结构的整体尺寸的关联，减小发动机的开口直径尺寸，能更有效的装药，实现更高的装填比，并有利于发动机的整体设计；

(2)本发明通过分瓣式的芯模，可以有效的实现小开口燃烧室内形成大支撑面的异型支撑结构保证前段燃烧室装药时，软隔层的结构完整性，实现前段燃烧室的装药稳定性；

(3)分瓣式的芯模特点，使其可以更便于组合，应用更灵活，随着装药形式的变化可以通过组合式的设计，满足不同的需求。

附图说明

图1为装药支撑结构示意图；

图2为芯模切割示意图；

图3为内筒示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

实施例1：

一种装药支撑结构，包括芯模1、支撑杆2、内筒3、紧固装置4、支撑板5；

所述芯模1包括多个扇环，多个扇环组成圆环状，所述芯模1用于支撑外部发动机的软隔层；所述支撑杆2用于支撑所述芯模1；所述内筒3与外部结构连接后用于对所述芯模1进行定位和导向；所述紧固装置4用于连接所述支撑杆2和内筒3；所述支撑板5与外部发动机的封头端连接后同时向所述内筒3和支撑杆2提供支撑力。

所述内筒3的表面设有导槽，所述每个扇环上均设有滑槽，所述导槽与所述滑槽相配合。

所述支撑杆2靠近所述芯模1的一端的横截面最大，支撑杆2靠近所述芯模1的端面为锥面，支撑杆2用于支撑所述芯模1保持圆锥状。

所述芯模1包括4～8个扇环。所述每个扇环的尺寸均小于外部发动机的封头端。

所述支撑板5通过螺栓与外部发动机的封头端连接。

一种装药支撑结构应用方法，采用上述装药支撑结构，包括如下步骤：

s1、将内筒3与外部结构连接，然后将芯模1的每个扇环均沿着内筒3的导槽放入发动机内紧贴发动机的软隔层；

s2、将支撑杆2套装在内筒3上后对芯模1的每个扇环进行初始支撑；

s3、利用紧固装置4连接支撑杆2和内筒3，使支撑杆2对芯模1进行压紧；

s4、将支撑板5与外部发动机的封头端连接后同时对内筒3和支撑杆2进行支撑；

s5、对发动机的燃烧室进行装药和固化后，依次拆下支撑板5、紧固装置4、支撑杆2，使芯模1的每个扇环脱落；然后将所有扇环和内筒3依次拆除。

实施例2：

一种装药支撑结构，主要技术方案为：该装药支撑结构包括芯模1、内筒3、支撑杆2、支撑板5、紧固装置4，本实施例中紧固装置4采用加固螺母，所述芯模1分瓣通过内筒3的花瓣槽(导槽)移入制定位置后，通过支撑杆2撑开组成一个锥形整体，用以支撑软隔层，在支撑杆2后端采用加固螺母固定，内筒3通过支撑板5固定，支撑板5再由螺钉紧固，实现二脉冲装药时，隔层的初始设计状态；当前部脉冲燃烧室完成装药固化后，去除支撑板5及加固螺母，拔出支撑杆2，可勾出芯模1，然后去除内筒3，最后连接翼柱后杆即可实现一脉冲燃烧室的装药。

具体的：

一种装药支撑结构，如图1所示，包括芯模1、内筒3、支撑杆2、支撑板5、加固螺母；芯模1用于避开小开口的入口分瓣进入燃烧室后撑开支撑软隔层；内筒3于定位和引导芯模1到达指定位置；支撑杆2用于撑开芯模1成为锥形整体；支撑板5用于定位和固定内筒3；加固螺母用于固定支撑杆2；

所述芯模1是由多个伞形瓣零件组成为一个满足设计形状要求的锥形结构，在有限的开口尺寸的燃烧室入口条件下要实现这种大伞形的支撑，芯模1的单个伞形瓣都需要通过燃烧室小开口尺寸躺着放入燃烧室后再实现一体撑开，并实现有效的脱模，在进行支撑时，多个伞形瓣可以在燃烧室内部组装成整体锥形状态，对软隔层进行有效支撑，从而实现小开口燃烧室条件下对二脉冲装药的支撑。

所述内筒3为带导向槽的圆柱，所述内筒3与所述支撑板5连接组成支撑结构的定位和支撑主体。支撑杆2通过内筒3外圆柱面向前滑移，撑开芯模1，最后通过加固螺母锁紧，从而实现整个支撑结构完成整体功能。

一种装药支撑结构应用方法，包括如下步骤：

首先，先装上内筒3，与前段通道的支撑结构相连接，起到定位作用和导向作用。

然后开始装配序号芯模1，由于其组合成的最大直径大于发动机的开口直径，因此需要将芯模1按照图2方式进行线切割，分成6块瓣式部件并标上1#～6#。将1#～6#瓣状零件依次按照内筒3上的导槽放入发动机的开口，沿着导槽往里滑动，滑至发动机的最大内部直径处组合成卧式整体结构。

之后，在支撑杆2的作用下，慢慢把芯模1如撑伞般撑开来，形成如图区所示结构，防止分割组装的瓣式零件的倾倒。通过加固螺母将支撑杆2固定在内筒3上，使得芯模1压紧软隔层。支撑板5通过螺纹与发动机的封头端相连，并与内筒3连接定位和支撑整个支撑结构，并防止整个支撑结构周向旋转，整个支撑结构组装到位，撑起了软隔层结构。

最后，就可以进行前段燃烧室的装药和固化，待推进剂浇铸完固化完成后。将支撑板5拆除，然后拆除加固螺母，拔出支撑杆2，使瓣状零件脱落并抽离内筒3，就可以通过前方连接，装上二级芯模进行后不燃烧室的装药。

其中图2为芯模1的切割示意图，示意图中是切割成6块瓣式结构的方式，需要说明的是，芯模1不仅仅限于这种切割形式。根据不同的设计需求，可选择不同芯模1材料、切割方式及几何参数来适应不同开口的燃烧结构，实现软隔层的支撑。

图3为带导槽型的内筒3，示意图中为轮毂式导槽结构，内筒3不限于采用这种导槽形式，根据不同结构需要，可对导槽结构进行设计，实现对不同需求下的导向需求。

该新型装药支撑结构既可以实现在小开口的火箭发动机支撑前部装药，并能够有效的实现脱模，整个结构简单，安装方便实用，脱模方便可靠。本发明的装药支撑结构能够有效地实现前部燃烧室的有效装药，解决软隔层双脉冲的装药的支撑问题。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

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。