专利名称：制造固体火箭发动机的方法和装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及固体推进剂火箭发动机，特别涉及制备带有辅助凹槽的固体火箭推进剂。
固体推进剂火箭发动机一般包括通常由金属或复合材料构成的火箭外壳，嵌入火箭外壳内壁的隔热层和固体推进剂。沿纵轴配置并穿过固体推进剂中心的是导向火箭发动机尾部中喷管的中心膛孔。在点火期间，推进剂燃烧，燃烧的气体穿过中心膛孔和喷管，从而推动火箭。
固体推进剂燃烧时的颗粒结构和速率，确定该火箭发动机的推进特性。与液体推进剂火箭不同，固体推进剂火箭不能在点火后，通过调整进入燃烧室区域的推进剂量来控制或改变其推进特性。但是，通过精确控制暴露于点火的推进剂表面面积，可以使推进剂的结构，推进剂燃烧的精确速率，和因此获得的固体火箭发动机的推进特性满足特定的需要。为了实现这种控制，推进剂设有各种通道和/或沟槽，以产生所期望的推进特性。在许多固体推进剂火箭发动机中，该结构包括上述中心膛孔和围绕该中心膛孔径向和同轴地形成的辅助凹槽。
一般通过大致沿其中心纵轴将芯棒置于空的火箭外壳中，在火箭发动机中形成中心膛孔。然后将未固化的火箭推进剂装入火箭外壳的内部，填充于火箭外壳内并围绕芯棒。在火箭推进剂被固化(固体化)后，将芯棒从火箭外壳中取出，置于中心膛孔后面。但是，在制造辅助凹槽时会遇到一些问题。
生产高精度凹槽结构的一种方法是在推进剂中加工凹槽。但是，这种方法仅在火箭发动机较大和加工部件数少时是便利和值得的。当固体火箭发动机较小和有许多要制造的部件时，每个部件的加工成本可能过高。涉及加工凹槽的另一个问题是，这种操作会产生不期望的推进剂加工消耗量，和获得的凹槽在加工的前后都必须进行X射线照相检验。此外，加工固体推进剂时，因为机械摩擦和切削工具与外壳的偶然接触产生的热，而带来偶然点火的危险。
在固体推进剂中加工辅助凹槽的另一困难在于，固化推进剂的温度冷却几乎没有纵向应力释放。当冷却时推进剂收缩率与外壳任何部分的收缩率不同，在推进剂中沿其纵轴产生相当大的应力。在冷却期间升高的这种应力，可能造成推进剂的分裂或破裂，因此使推进剂变得不适于制造操作。
加工这些辅助凹槽的另一方法是，使用聚氨基甲酸酯泡沫凹槽模。聚氨基甲酸酯泡沫可很便宜地切割成小的复杂的片，以便用于小型火箭发动机。将聚氨基甲酸酯泡沫凹槽模附加在芯棒上，并围绕芯棒和聚氨基甲酸酯凹槽模进行模压或浇铸固体推进剂。在该方法中，尽管从固体推进剂中取出芯棒可制成中心膛孔，但由于聚氨基甲酸酯泡沫的一体结构，所以成形凹槽使用的聚氨基甲酸酯泡沫不能容易地从固体推进剂中取出。由于某些泡沫可能保持附加于凹槽表面的推进剂上，所以试图从推进剂中取出聚氨基甲酸酯泡沫，可能不会产生理想的分离效果。
由于取出聚氨基甲酸酯泡沫困难，所以使用聚氨基甲酸酯泡沫的固体推进剂火箭发动机，一般用仍保留在辅助凹槽中的聚氨基甲酸酯泡沫凹槽模点火。由于火焰前缘将十分迅速地覆盖固体推进剂的整个表面区域，所以可能在点火时序的开始产生压力峰值，但聚氨基甲酸酯泡沫将阻碍从中心膛孔逸出的、并且然后从排出喷管逸出的燃烧推进剂的排出气体。该压力峰值大于相同尺寸和结构的空心机械凹槽的峰值，如果过大，就可能造成火箭发动机灾害性故障。使用聚氨基甲酸酯泡沫的另一缺点是，另外需要氟里昂作为泡沫的发泡剂。
在固体火箭推进剂中形成辅助凹槽的另一方法是，将芯棒按辅助凹槽所期望的形状固定在可膨胀的橡胶管上。在可膨胀的橡胶管和芯棒周围浇注固体推进剂时形成辅助凹槽。推进剂固化时，橡胶管紧缩，使得沿中心膛孔取出芯棒和紧缩的橡胶管。但是，由于这种橡胶管固有的有限的尺寸稳定性，常常很难复制复杂的形状或精确的凹槽尺寸。由于橡胶管产生破裂的风险，这种风险往往造成固体火箭的报废，所以可膨胀的橡胶管也是不符合要求的。这是由于不能成形操作的缘故。
因此，现有技术中在固体火箭推进剂中制造辅助凹槽和取出模的方法是昂贵和不可靠的。
本发明的制造固体火箭发动机的优选方法，包括配置在芯棒上高压下可拆卸的固体凹槽模，将芯棒和凹槽模插入火箭外壳，在芯棒和固体凹槽模周围浇铸未固化的固体火箭推进剂，固化所述推进剂，使推进剂、芯棒和固体凹槽模承受大于一个大气压的压力，从而制成所述凹槽模，以便从固化的推进剂中拆卸和取出芯棒和凹槽模。
在优选实施例中，凹槽模包括容易分解的材料，例如酚醛泡沫，密封在弯曲覆盖物中的例如氯丁橡胶材料。将覆盖聚氨基甲酸酯泡沫的氯丁橡胶增压至5至1000p.s.i(34kPa-6.9MPa)时，聚氨基甲酸酯泡沫在氯丁橡胶盖内部分解，使凹槽模在某种程序上变得无定形和易弯曲。在没有昂贵的设备或复杂的手工工具，以及不产生推进剂消耗的情况下，可以迅速和便利地从作为单一结构的推进剂中取出无定形凹槽模。
本发明还涉及在本发明方法中使用的芯棒和凹槽模。
下面，参照附图实例说明本发明的优选实施例，其中
图1是本发明采用的类型的火箭发动机透视图；图2是图1所示的火箭发动机的剖视图；图3是在本发明方法中采用的芯棒和可拆卸的固体凹槽模的局部剖切的透视图；图4是图3所示的芯棒和可拆卸的固体凹槽模的分解透视图。
参照图1和图2，火箭发动机10包括外壳18和在其中的固体火箭推进剂20。中心膛孔12沿火箭发动机10的纵轴放置到排气喷管16，用于增大在推进剂20点火和燃烧期间的排气管道。围绕中心膛孔12辐射的是一个或多个径向延伸(环形)的辅助凹槽14，该辅助凹槽14同轴地围绕导管12形成。如上所述，这些辅助凹槽的形状和辅助凹槽14的表面，控制推进剂燃烧特性，因而主要是火箭发动机的推进特性。
参照图3，芯棒24和在其周围设置的多个同轴间隔的可拆卸的固体凹槽模22，分别限定中心膛孔12和辅助凹槽14。芯棒24基本上是圆柱形的，并由标准材料，例如现有技术中公知的各种金属和陶瓷制成。可拆卸的固体凹槽模22沿芯棒24周边附着于芯棒24上，并由容易分解的固体，例如聚氨基甲酸酯泡沫(当然可以采用等同的固体)构成，该固体具有3-121b/ft3(48-192kgm-3)之间的密度较好，具有4-91b/ft3(64-144kgm-3)之间的密度更好，具有5-61b/ft3(80-96kgm-3)之间的密度最好，包裹在氯丁橡胶等的可弯曲覆盖物中。可以采用其它类似的覆盖物，例如蜡、各种乙烯基、聚丁二烯、RTV/硅树脂和各种其它天然及人造橡胶。将容易分解的固体模压成凹槽模的精确形状，或模压成接近所期望的形状，随后在覆盖前加工成最终的形状。
参照图4，芯棒底座26包括在凸肩28端接直径减小的圆柱芯子32的基座30。多个凹槽34形成在基座30中的凸肩28上。一对直立齿36也形成在凸肩中。
通过在芯子32上方滑动凹槽模22，直到凹槽模22啮合芯棒底座26上的凸肩28，从凹槽模的内表面向内延伸的多个翼片40，与凸肩28中的对应凹槽34啮合，从而将环形的容易拆卸的固体凹槽模22与芯棒底座26连接。
通过在芯子32上转动第一空心圆柱体42，直到空心圆柱体42啮合基座30，制备用于另一凹槽模22的芯棒底座26，利用在其下端中的与基座中直立齿36啮合的多个凹槽44，保持第一空心圆柱体42与芯棒底座26的啮合。
在第一空心圆柱体42上端中形成多个凹槽46和直立齿48。形成于第一空心圆柱体42中的凹槽46和直立齿48，与形成于基座30中的凹槽34和直立齿36，具有基本相同的尺寸并用于相同的目的。
通过在芯子32上方滑动第二凹槽至第一空心圆柱体42的上端，将第二(上)凹槽模22加在芯棒底座26上。按照上述第一凹槽模与基座30啮合的方式，使翼片40与在空心圆柱体42上端的凹槽46对准，从而将第二(上)凹槽模22附加到芯棒26上。
当预定数量的凹槽模22附着于芯棒26上时，将顶盖56附加在芯子32上端的芯棒上。顶盖56在芯子32上方滑动，直至它与圆柱体42的上端啮合，在此顶盖底部中的凹槽58与圆柱体42端部中配合的直立齿48啮合。
可拆卸的固体凹槽模22与上述芯棒24的连接仅是说明性的，可以采用各种其它的连接方式。而且，尽管采用了两个可拆卸的固体凹槽模22来确定辅助凹槽14，但使用可拆卸固体凹槽模22的实际数量可以是预定表面面积和火箭发动机燃烧特性的函数。
形成辅助凹槽14的方法如下。将芯棒24和可拆卸固体凹槽模22的组件，沿火箭发动机10空心外壳18的纵轴大致中心地放置。然后，从火箭发动机10中去除空气以形成真空。随后，采用任何已知技术(扩张锥)，将固体火箭推进剂20在其未固化状态下导入火箭发动机10，以避免液体折叠线在辅助凹槽14的下面。当固体火箭推进剂20与第一凹槽模22的下侧相遇时，减慢固体火箭推进剂20的流动，然后当固体火箭推进剂20与可拆卸的固体凹槽模的中线相遇时，就停止流动。
最好如图3所示，可拆卸的固体凹槽模22可以包括倾斜的下侧，用于避免在将未固化的火箭推进剂导入火箭外壳时，出现空气截流的风险。俘获的空气可能产生大于辅助凹槽14的预定的表面面积。也可以将纵向凹槽蚀刻在与可拆卸固体凹槽模22相邻的芯棒表面上，以助于避免形成空隙，当推进剂暂停流动时，凹槽使任何俘获的空气可沿芯棒排出。
当固体火箭推进剂20的流动恢复时，推进剂继续填充外壳，直至推进剂遇到下一个后续的凹槽模，随后暂时中止流动，如上所述，使空气可以排出，然后再恢复。当所有凹槽模22和芯棒24被固体火箭推进剂20覆盖时，在这种情况下，一般通过加热使未固化的固体火箭推进剂20在原地固化。固化后，用与推进剂和外壳兼容的任何适当气体，按大约5p.s.i.g至1000p.s.i.g.(34kPa0-6.9Mpa)(取决于分解材料的成分)的压力，对推进剂、芯棒和凹槽模加压(在适当的压力腔内)。加压使泡沫材料分解成粉末状的稠度，使凹槽变成有些无定态，从而拆卸凹槽模。可弯曲的覆盖物25包含分解的泡沫，在没有任何切割、切削或任何粒子物质清洗的情况下，允许凹槽模22作为单个零件方便地取出。
因此，在固化固体推进剂20后，对可拆卸的固体凹槽模22加压，以便通过手动夹具夹持和从凹槽中取出它们，从固体推进剂20中拆卸凹槽模，在从固体推进剂火箭发动机10中取出芯棒24的邻近部分后，在中心膛孔12周围同轴地形成辅助凹槽14。
一旦取出芯棒24和可拆卸的固体凹槽模22，中心膛孔12和辅助凹槽14的空间尺寸用X射线检验，以确保中心膛孔12和辅助凹槽14符合所期望的预定结构。
当然，以上说明仅是示例性的，在不脱离本发明范围的情况下，可以作出各种变更。例如，虽然最好是对凹槽模22和芯棒24一起加压，但在某些实施例中也可以在对凹槽模22加压以前，取出或至少部分取出凹槽模。
权利要求
1．一种形成固体火箭推进剂发动机的方法，包括设有带固体凹槽模(22)的芯棒(24)，在其处于高压的条件下拆卸该凹槽模；在所述芯棒(24)和所述固体凹槽模(22)周围浇铸未固化的固体火箭推进剂；固化所述固体火箭推进剂(20)；对所述固体凹槽模(22)加压，使所述固体凹槽模(22)拆卸；和从所述固体火箭推进剂(20)中取出作为单一部件的所述固体凹槽模(22)。
2．如权利要求1的方法，其中，将所述固化的推进剂(20)、芯棒(24)和凹槽模(22)一起加压，然后从所述固体火箭推进剂中取出芯棒(24)和凹槽模(22)。
3．如权利要求1或2的方法，其中，按大约在5p.s.i.g.至1000p.s.i.g.(34kPa至6.9Mpa)范围内的压力对所述凹槽模(22)加压。
4．一种用在构成固体火箭推进剂发动机中的芯棒(24)，包括固体凹槽模(22)，该凹槽模在高压的条件下可拆卸，但在其已经拆卸后该凹槽模仍为单一部件，以便于从固体火箭推进剂中取出它。
5．如权利要求1、2或3的方法或权利要求4的芯棒，其中，所述凹槽模(22)包括密封在可弯曲覆盖物(25)中的容易分解的材料。
6．如权利要求5的方法或芯棒，其中，所述容易分解的材料包括酚醛泡沫。
7．如权利要求6的方法或芯棒，其中，所述酚醛泡沫具有3-121bs/ft3(48-192kgm-3)的密度。
8．如权利要求4、5、6或7的方法和芯棒，其中，所述可弯曲覆盖物包括聚丁橡胶。
9．一种在固体火箭推进剂中形成凹槽的凹槽模(22)，包括固体材料，该材料密封在可弯曲覆盖物(25)中，在升压下分解。
10．如权利要求9的凹槽模，其中，所述材料是酚醛泡沫。
11．如权利要求9或10的凹槽模，其中，所述可弯曲的覆盖物是氯丁橡胶。
全文摘要
一种形成固体火箭推进剂发动机的方法，包括放置芯棒，芯棒带有至少一个可拆卸的沿火箭外壳的轴大致中心放置的固体凹槽模，在芯棒和固体凹槽模周围浇铸未固化的固体火箭推进剂，固化固体火箭推进剂，取出芯棒并对推进剂和凹槽模加压，拆卸并容易从固化的推进剂中取出凹槽模。
文档编号F02K9/00GK1227913SQ9812710
公开日1999年9月8日 申请日期1998年12月18日 优先权日1997年12月18日
发明者唐纳德·L·克纳里斯保罗, 福里斯特·R·古德森, 弗兰克·S·英曼 申请人:联合工艺公司