一种多环槽药型结构成型组合芯模及工艺的制作方法

本发明涉及一种固体火箭发动机装药成型工艺。

背景技术：

固体火箭发动机的工作环境比较苛刻，对发动机的温度适应性要求比较宽，且性能要求比较高，需要高装填的装药结构设计，高装填的装药结构应力一般会比较大，高装填装药应力释放结构已经成为发动机的关键技术。

国外对径向环形槽装药结构的应用较早，相应的技术比较成熟，国外采用应力释放槽药型的发动机有美国tu-780发动机、aim-120*发动机和ram导弹发动机，国外的径向环形槽结构主要通过三种途径：(1)机械加工，采用可伸缩车刀装置，采用车削的方式，在推进剂内部车削成型环槽；(2)预埋可消融装置，在推进剂中预先埋入可烧蚀材料制作而成的伞盘，与推进剂凝固后结成一体，推进剂燃烧时一同燃烧；(3)预埋可拆卸装置，通过可拆卸伞盘结构等装置，在推进剂凝固后，将伞盘拆卸后取出，成型环槽。

国内受到工艺水平、推进剂材料的限制，国内目前成型以单环槽为主，采用可消融伞盘结构，通过将可烧蚀材料制作成的伞盘固定在浇药工装上，随推进剂浇筑时凝固成一体，通过拆卸浇药芯模，实现单环槽的成型。成型过程中使用的芯模为可拆卸芯模，可拆卸芯模一端为螺纹，通过其将套管固定在芯模的芯轴上，通过套管和芯轴将可消融伞盘固定，保证药浆浇入的时候，可消融伞盘不发生位置上的变化。药浆凝固后，套管从一端抽出，芯轴从另一端抽出，从而实现单环槽的成型。

国内外各成型工艺优点：(1)机械加工成型，采用车削成型的方式，成型面结构尺寸、位置和环槽数量可任意调整；(2)预埋可消融装置，成型单环槽速度快，成型工装结构简单；(3)预埋可拆卸装置，可成型多环槽结构。各成型工艺缺点：(1)机械加工成型，成型刀具结构复杂，故障率高，并且推进剂车削加工过程中，容易使推进剂摩擦生热，引燃推进剂；(2)预埋可消融装置，缺点是只能成型单环槽，无法成型多环槽结构；(3)预埋可消融拆卸装置，成型工装结构复杂，每次先安装，推进剂凝固后拆卸装置，工作效率低。

技术实现要素：

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种高装填径向多环形槽装药结构的成型技术，可以实现强适应性高性能发动机结构的成型。本发明涉及固体火箭发动机的应用技术。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种多环槽药型结构成型组合芯模，包括主芯模、伞盘、套管、卡环和作动环。

所述的主芯模为柱状结构；所述的卡环为非封闭的环形结构，外侧有凸台；所述的套管安装在主芯模外，限制卡环在主芯模轴向的位置；采用温度敏感的作动环环绕在卡环外，在温度低于阈值时作动环不形变，卡环凸台与伞盘内壁配合，限定伞盘沿主芯模的轴向运动；在温度高于阈值时作动环形变缩小，带动卡环凸台脱离伞盘，主芯模能够相对伞盘轴向运动。

本发明包括多个伞盘、多个套管、多个卡环和多个作动环，将安装了卡环和作动环的伞盘与套管交替安装在主芯模上。

本发明还包括一个固定螺母，与主芯模的一端螺纹连接，限定套管和卡环在主芯模上的轴向位置。

所述的卡环的结构形式包括开口环结构和分段结构；所述的开口环结构，卡环为非整体结构，沿环向开口；所述的分段结构，卡环切分成三段或者四段，拼成非闭合的环形；卡环的截面形状为u形或l形。

所述的作动环截面为正方形、长方形或圆形。

所述的作动环采用形状记忆合金、形状记忆聚合物或者不同线涨系数的双金属片温度敏感材料。

本发明还提供一种利用上述组合芯模的多环槽药型结构成型工艺，包括以下步骤：将卡环和作动环套接在一起，安装在主芯模外，卡环与伞盘配合；将伞盘和套管交替套接在主芯模上，套管与主芯模轴向定位，得到多环槽成型芯模；将多环槽成型芯模装入固体火箭发动机燃烧室壳体，推进剂浇入燃烧室壳体，加热至60℃～70℃后保温，当作动环发生缩小变形，带动卡环发生变形，使卡环从伞盘中脱出；待推进剂固化后，抽出主芯模。

在60℃～70℃环境下安装伞盘，静置至常温后，作动环恢复至原始状态，卡环套接在伞盘中，进行下发推进剂浇铸。

本发明的有益效果是：针对径向环形槽装药结构成型技术严重缺乏，发明了一种径向多环形槽装药结构的成型技术，成型了径向环形槽装药结构，在现有工艺实施条件下，提高了生产效率。

本发明与现有技术相比，其显著优点有：

1)预埋件为可消融装置，无需进行车削等机械加工操作，没有引燃推进剂的危险；

2)可一次成型多个预埋可消融装置，成型多个伞盘；

3)组合芯模一次安装后，可重复使用多次，无需拆装，节省时间、提高效率。

该成型技术也可推广到其他固体火箭发动机，作为高装填径向环形槽装药结构成型的一种手段。

附图说明

图1是本发明的药型成型组合芯模总体结构示意图；

图2是本发明的药型成型组合芯模局部放大示意图；

图3是截面为u形的开口环结构示意图；

图4是截面为u形的分段环结构示意图；

图5是截面为l形的开口环结构示意图；

图6是截面为l形的分段环结构示意图；

图7是圆形截面作动环结构示意图；

图8是正方形截面作动环结构示意图；

图9是矩形截面作动环结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。

本发明实现了装药的高装填分数和发动机的强适应性和高性能，解决了高装填径向多环形槽装药结构的成型工艺及组合芯模的技术难题，使装药结构在保证装填分数的前提下，优化工艺过程，采用预埋可消融装置组合芯模，实现多环槽预埋可消融装置成型，减少了工装重复安装和拆卸，提高了工作效率。

如图1和图2所示，本发明的药型成型组合芯模包括主芯模1、伞盘2、套管3、固定螺母4、卡环5和作动环6。卡环5和作动环6套接在一起，安装在伞盘2内侧的卡槽内。伞盘2套接在主芯模1上，将套管3从主芯模1的另一侧套接在主芯模1上，使用固定螺母6将套管与主芯模1固定可靠。

组合芯模包括主芯模、多个伞盘、多个套管、固定螺母、多个卡环和多个作动环。卡环和作动环套接在一起。将多个卡环和作动环套装后，安装在伞盘内测，将安装了卡环和作动环的伞盘与套管交替安装在主芯模上，最后用固定螺母锁紧。当环境温度升高至作动环变形温度时，作动环发生缩小变形，将卡环从伞盘中抽出，卡环脱离伞盘后，即可将主芯模从燃烧室壳体中抽出，实现整体脱模。

卡环的结构形式可以采用：(1)开口环结构，卡环为非整体结构，沿环向开口；(2)分段结构，卡环切分成三段或者四段；(3)卡环截面结构可以采用u形结构；(4)卡环截面结构可以采用l形结构。

作动环结构形式可以采用：(1)整体圆形结构，截面为正方形；(2)整体圆形结构，截面为长方形；(3)整体圆形，截面为圆形。

作动环可使用形状记忆合金、形状记忆聚合物或者不同线涨系数的双金属片温度敏感材料。

实现发明的技术工艺过程为：

安装多环槽成型芯模，将卡环和作动环套接在一起，安装在主芯模对应的环槽位置上，卡环顶端卡在伞盘内侧的卡槽内。伞盘套接在主芯模上，将套管从另一侧套接在主芯模上，使用固定螺母将套管与主芯模固定可靠。

将多环槽成型芯模装入固体火箭发动机燃烧室壳体，推进剂浇入燃烧室壳体，并将其移入烘干工房内。

将烘干房内温度上升至60℃～70℃，并长时间保温，当药型成型组合芯模温度升高至60℃～70℃时，作动环发生缩小变形，带动卡环发生变形，使卡环从伞盘的卡槽中脱出。推进剂固化后，可直接从主芯模大端抽出整根芯模。

多环槽芯模抽出温度为60℃～70℃时，在同样的位置安装伞盘，静置至常温后，作动环恢复至原始状态，卡环套接在伞盘中，可进行下发推进剂浇铸。

本实施实例中，卡环6采用u形开口环结构，作动环5采用形状记忆合金材料，结构形式为圆形截面结构，主芯模1上依次安装3个伞盘2和套管3。将安装好的药型成型组合芯模安装在固体火箭发动机燃烧室壳体内，然后浇入50℃药浆。完成药浆浇铸后，固体火箭发动机燃烧室壳体两端封口，水平放置于环境温度70℃的固化间内。药型成型组合芯模温度慢慢升高，当其升高至60℃～70℃时，作动环发生缩小变形，带动卡环5发生变形，使卡环5的从伞盘2的卡槽中脱出。推进剂固化后，可直接从主芯模1大端抽出整根芯模。当组合芯模从推进剂中抽出后，在同样的位置安装伞盘2，静置至常温后，作动环6恢复至原始状态，卡环5套接在伞盘2中，可进行下发推进剂浇铸。