CN107965398A - 一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置 - Google Patents

Abstract

一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，包括翼型压板(1)、接料盘(2)、转向臂组件(3)。插芯前，先将焊接在接料盘(2)上的转向臂组件(3)组装好，再将翼型压板(1)与接料盘(2)进行装配与固定连接，完成准备工作。在真空环境下发动机壳体内部浇注满推进剂后利用旋转滚花紧定螺栓(34)、限位块(36)将本发明安装在发动机浇注口(5)上。插芯时，芯模(6)匀速进入发动机壳体，被芯模挤出的推进剂通过翼型压板(1)的圆弧形顶部(11)和导流壁(12)流入接料盘(2)的环形槽中，直至在规定的时间内完成插芯。插芯结束后，松开滚花紧定螺栓(34)，取下本发明，进行清理并归位。

Description

一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置

技术领域

本发明属于小型固体火箭发动机药柱浇注成型工艺领域，具体涉及一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置。

背景技术

固体火箭发动机的插芯浇注又称先浇注后插芯，是指先在发动机燃烧室内浇入推进剂药浆，然后再将芯摸插入发动机燃烧室内的药柱成型方法。对于结构较简单的小型发动机来说，当芯模最大直径与发动机浇注直径相近，带着芯模实施真空浇注有一定难度时，插芯浇注方法是一种有效的药柱浇注成型方法。

某小型固体火箭发动机在实际生产过程中，其装药生产采用插芯浇注的生产工艺完成，但有时会产生气孔，造成药柱缺陷，影响发动机的正常使用机能。关于气孔出现的原因有多种：推进剂药浆混料过程会从空气中吸收水分混入药浆，或者混好的药浆在翻倒入浇注装置时可能裹进气体，产生气孔。通过抽真空和花板浇注方法能够解决这些影响因素带来的夹气问题。但在插芯过程中夹气的产生，是造成药柱气孔更主要的原因。插芯是在卸真空情况下进行，在插芯过程中，芯模以一定的速度插入推进剂药浆的同时会带入一些空气，从而形成药柱气孔。为解决这个问题，有研究者考虑采用真空插芯工艺等解决办法，但需要进行较复杂的工艺改进设计并且制造较复杂的配套装备。在实际生产中，某企业对于后插芯引起夹气现象的解决办法是在插芯过程中人工用手按压住药浆端部，但由于不同员工的经验手法不一样，插芯不能保证统一质量，因此不能有效地防止夹气现象。为了提高固体火箭发动机装药过程中插芯的质量与效率，在插芯过程中该压板及接料装置固定于发动机端口，芯模通过压板上的花孔插入发动机壳体，在无需人工参与的情况下，翼型压板代替人手的按压作用，使溢出去的推进剂被导流到压板外侧的接料盘中，有效地避免气泡被裹入到药柱中，从而提高发动机药柱的质量。

发明内容

本发明旨在提供一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，即翼型压板及接料装置，用于固体火箭发动机先浇注后插芯的药柱成型工艺。首先在真空环境下发动机壳体内部浇注满推进剂后，将本发明固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置固定于发动机浇注口，起到类似人手的按压作用，然后芯模以与本发明中翼型压板的翼型相匹配的相位对正实施插芯，芯模匀速插入安装好本发明装置的发动机壳体内的推进剂药浆，被芯模挤压出去的推进剂由翼型压板的导流壁导流到接料盘中，直至在规定的时间内完成插芯。不仅可以节省劳动力，降低安全风险，还能有效防止药柱中形成气泡，提高插芯的质量与效率，易于实现自动化。

本发明一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，结构简单，易拆装，主要结构包括翼型压板、接料盘和转向臂组件。翼型压板固定在发动机浇注口处，起到按压作用；接料盘安装在翼型压板的外侧，其内壁与翼型压板的外壁采取小间隙配合，并且用螺母固定连接，用来盛装溢出的推进剂药浆；两组转向臂组件呈180°相位竖直均布于接料盘外表面，其作用是将压板及接料装置顶紧在发动机浇注口处。

在浇注和插芯前就将本发明的装置组装好备用。先将焊接在接料盘上的转向臂组件组装好，再将翼型压板从接料盘的内孔穿入，至翼型压板法兰上表面与接料盘的下底面接触，焊接于接料盘下底面的两个定位螺柱与翼型压板上法兰上的两个开口槽相对应，并用螺母拧紧。

发动机壳体内部浇注满推进剂后，将本发明固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置通过定位止口安装在发动机浇注口上，将焊接于接料盘下底面的定位圈对准对发动机的拉杆，实现本发明的装置与发动机壳体的相位对正，也就是决定了芯模与发动机壳体的相位对正；旋转滚花紧定螺栓，将转向臂组件的限位块顶紧发动机浇注口法兰的下端面，从而实现本装置与发动机浇注口的固定安装。

芯模的翼型与翼型压板的翼型相匹配并对正后，匀速插芯，实现芯模匀速插入安装好本发明装置的发动机壳体内的推进剂药浆中，在插芯过程中，溢出的推进剂流入接料盘的环形槽中，直至在规定的时间内完成插芯。

插芯完成后，松开滚花紧定螺栓，使限位块离开发动机浇注口法兰，将摇臂回转杆转离发动机一侧，取下翼型压板和接料盘的组合体，进行清理并归位。

本发明的优势

本发明是一种在固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，其优势在于，其一，所提供的防止夹气方法简单，只需设计一个压板以及与之相连的接料装置；其二，所设计的装置结构简单，安装拆卸及其方便；其三，压板代替人手的按压作用，使溢出的药浆被导流到外侧的接料盘中，有效的避免了药柱内裹入气泡，能够提高插芯效率，保证插芯质量；其四，芯模下降过程中，无需人工近距离参与，避免人工操作带来的安全隐患，易于实现自动化。本发明对于提高产品的质量、效率、操作环境的安全性、操作实践的自动化有重要意义。

附图说明

图1示出本发明固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气压板装置主视图示意图。

图2示出本发明固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气压板装置俯视图示意图。

图3示出本发明翼型压板结构示意图。

图4示出本发明接料盘结构示意图。

图5示出本发明转向臂组件结构示意图。

各附图中：包括翼型压板1、接料盘2、转向臂组件3、螺母4、发动机浇注口5、芯模6、圆弧顶11、导流壁12、配合面13、定位止口14、开口槽15、环形槽内径21、外环壁22、定位螺柱23、定位圈24、固定件31、开槽平端紧定螺钉32、摇臂回转杆33、滚花紧定螺栓34、开口销35、限位块36、浇注口法兰51、拉杆52。

具体实施方式：

下面结合附图对本发明做进一步详细描述。

参照附图1-5，本发明固体火箭发动机插芯浇注压板及接料装置的主要组成结构包括：翼型压板1、接料盘2、转向臂组件3。

翼型压板1固定在发动机浇注口5处，代替人手按压的作用；接料盘2安装在翼型压板1的外侧与压板采取小间隙配合，并用螺母4固定连接，用来盛放溢出的推进剂；转向臂组件呈180°相位竖直均布于焊接于接料盘2外表面，其作用是将压板及接料装置顶紧在发动机浇注口5处。

进一步的，翼型压板1考虑强度、防腐蚀、防静电，防止磕伤芯模6等因素，其材料选用MC尼伦。

进一步的，翼型压板1的内孔表面形状与芯模6外表面形状相匹配：若芯模6的横截面形状为圆形，则翼型压板1内孔表面形状为圆形；若芯模6的横截面形状为翼型的，则翼型压板1内孔表面形状为与之匹配的翼型形状。翼型压板1与芯模6之间留有2-6mm的间隙，具体取值视浇注工装的精度而定，用于挤出药浆并防止推进剂药浆中夹空气。

进一步的，翼型压板1的顶部设计为圆弧顶11(圆弧半径可根据翼型压板内孔最大直径尺寸确定)，一方面益于溢出推进剂的导流，另一方面浇注完成后易清理。

进一步的，翼型压板1的圆弧顶11外侧相连的部分设计为导流壁12，与翼型压板1中心线夹角为40°左右，使推进剂更容易被导流到接料盘2中；与接料盘2配合的翼型压板1的外径视具体结构而定。

进一步的，由于配合体的配合面越长越不便于拆装且摩擦面越长越易引起静电，所以本发明中的翼型压板1与接料盘2间的配合面13中间段减小直径，一方面可以适量降低加工精度，另一方面可以与接料盘2间形成小间隙配合以提高装配的精度。

进一步的，翼型压板1与接料盘2间的配合面13沿轴向方向具有一定的拔模斜度，便于拆卸。

进一步的，翼型压板1下端设有定位止口14，用于与发动机浇注口5的精确定位，定位止口14的内孔倒角以便于装配。

进一步的，翼型压板1的法兰设有两个开口槽15，呈180°相位布局，用于与焊接于接料盘2下底面的定位螺柱23配合，并用螺母4拧紧。

进一步的，本发明插芯浇注压板及接料装置的接料盘2为环形槽状，环形槽内径21的尺寸由与之配合的翼型压板1的外径确定，接料盘2与翼型压板1之间采用小间隙配合。

进一步的，接料盘2的最大外环壁22的内径和高度尺寸根据芯模运动到位后挤出的药浆体积确定。

进一步的，接料盘2采用厚度为2mm的不锈钢板焊接加工而成，焊缝区域打磨成小圆弧，整体内表面光滑，便于清理。

有的两个开口槽15相配合，使用时，翼型压板1的开口槽15和接料盘2的定位螺柱23对正，并用螺母4拧紧组装为一体。

进一步的，接料盘2的下底面焊接有一个定位圈24，用来对发动机的一根拉杆52限位，用于翼型压板1与发动机壳体在圆周方向上的标记定位，即实现相位定位，插芯时芯模6的翼型方位也与此相匹配，防止因不对正而发生磕碰。定位圈24的尺寸应与拉杆52存在少量的间隙，用于径向微调。

进一步的，本发明插芯浇注压板及接料装置由对称焊接于接料盘2两侧的两组转向臂组件3顶紧在发动机浇注口处。转向臂组件3由固定件31、开槽平端紧定螺钉32、摇臂回转杆33、滚花紧定螺栓34、开口销35、限位块36构成。

进一步的，两组转向臂组件3呈180°相位竖直均布焊接于接料盘2外表面，均通过固定件31与接料盘2外壁焊接，主要作用是将翼型压板1与接料盘2顶紧在发动机浇注口处。

进一步的，固定件31设有与开槽平端紧定螺钉32相匹配的螺钉孔，摇臂回转杆33的上端部设有一圈凹槽，固定件31与摇臂回转杆33之间通过开槽平端紧定螺钉32连接，摇臂回转杆33可实现相对于固定件31的转动。

进一步的，摇臂回转杆33的下底板设有与滚花紧定螺栓34直径相匹配的螺纹孔，与滚花紧定螺栓34通过螺纹连接，可实现相对升降移动。滚花紧定螺栓34相对于摇臂回转杆33移动的极限位置通过开口销35和限位块36限定，限位块36通过开口销35与滚花紧定螺栓34的端部进行固定连接。滚花紧定螺栓34设有滚花加工面，有益于人工手动调节其相对于摇臂回转杆33的升降。限位块36的上端面用于顶住发动机浇注口法兰51的下端面，实现相对于发动机浇注口5的固定。

进一步的，转向臂组件3中除限位块36外所有零件均进行发黑处理。限位块36的材料选用MC尼龙，防止磕伤发动机浇注口法兰51。

使用前，本发明中用于防推进剂药浆夹气的压板及接料装置在插芯前就组装好备用。组装过程为先将焊接在接料盘2上的转向臂组件3组装好，再将翼型压板1从接料盘2的内孔穿入，待翼型压板1法兰上表面与接料盘2的下底面接触且焊接于接料盘2下底面的两个定位螺柱23与翼型压板1法兰上的两个开口槽15相配合后，用螺母4拧紧，翼型压板1与接料盘2组装完成，备用。

应用本发明中的压板及接料装置辅助插芯浇注时，首先在真空环境下完成浇注工作，使得发动机壳体内部装满推进剂；再松开提前组装好的用于连接固定件31与摇臂回转杆33的开槽平端紧定螺钉32，然后将压板及接料装置通过定位止口14安装在发动机浇注口5处，并且将焊接于接料盘2下底面的定位圈24对准对发动机的拉杆52，实现本发明的装置与发动机壳体的相位对正；将转向臂组件3的限位块36转向发动机一侧，旋转滚花紧定螺栓34，使其沿螺纹上升直至限位块36顶紧发动机浇注口法兰51的下端面，最后重新拧紧开槽平端紧定螺钉32，完成本发明中的装置在发动机浇注口5处的安装。

插芯时，芯模6的安装方位应保证芯模6的翼型与翼型压板1的翼型相匹配，防止因不对正而出现磕碰。根据现场条件，运行使现有的芯模6下行专用工装或用浇注缸内升降平台载着待插芯发动机匀速上行，实现芯模6匀速进入安装好本发明中装置的充满推进剂药浆的发动机壳体，直至在规定的时间内完成插芯。在插芯过程中，溢出的推进剂通过翼型压板1的圆弧形顶部11和导流壁12流入接料盘2的环形槽中。

插芯完成后，松开滚花紧定螺栓34，使限位块36离开发动机浇注口法兰51，将摇臂回转杆33转离发动机一侧，取下翼型压板1和接料盘2的组合体，进行清理并归位。

Claims (8)

1.一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，其特征在于：包括翼型压板(1)、接料盘(2)、转向臂组件(3)；翼型压板(1)固定在发动机浇注口(5)处，起到按压作用；接料盘(2)安装在翼型压板(5)的外侧，其内壁与翼型压板的外壁采取小间隙配合，并且用螺母(4)固定连接，用来盛装溢出的推进剂药浆；两组转向臂组件(3)呈180°相位竖直均布于接料盘(2)外表面，其作用是将压板及接料装置顶紧在发动机浇注口(5)处；

翼型压板(1)的顶部为圆弧顶(11)，其外侧相连有导流壁(12)；翼型压板(1)的内孔表面形状与芯模(6)外表面形状相匹配，其间留有2-6mm缝隙；翼型压板(1)与接料盘(2)间的配合面(13)沿轴向方向具有一定的拔模斜度，并减小配合面长度；翼型压板(1)下端设有内孔倒角的定位止口(14)；翼型压板(1)的法兰设有两个开口槽(15)；

接料盘(2)为环形槽状，用厚度为2mm的不锈钢板焊接而成，接料盘(2)底部焊接两个呈180°布置的定位螺柱(23)和一个定位圈(24)；

转向臂组件(3)包括固定件(31)、开槽平端紧定螺钉(32)、摇臂回转杆(33)、滚花紧定螺栓(34)、开口销(35)、限位块(36)；

使用时，本发明固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置在浇注和插芯前就提前组装好备用。组装过程为先将焊接在接料盘(2)上的转向臂组件(3)组装好，再将翼型压板(1)从接料盘(2)的内孔穿入，至翼型压板(1)法兰上表面与接料盘(2)的下底面接触，焊接于接料盘(2)下底面的两个定位螺柱(23)与翼型压板(1)上法兰上的两个开口槽(15)相对应，并用螺母(4)拧紧；

在真空环境下，发动机壳体内部浇注满推进剂后，将本发明固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置通过定位止口(14)安装在发动机浇注口(5)上，将焊接于接料盘(2)下底面的定位圈(24)对准对发动机的拉杆(52)，旋转滚花紧定螺栓(34)，将转向臂组件(3)的限位块(36)顶紧发动机浇注口法兰(51)的下端面；

芯模(6)的安装方位应保证芯模(6)的翼型与翼型压板(1)的翼型相匹配并对正，防止因不对正而出现磕碰。根据现场条件，运行使芯模(6)下行专用工装或浇注缸内升降平台载着待插芯发动机匀速上行，实现芯模(6)匀速插入安装好本发明装置的发动机壳体内的推进剂药浆中，直至在规定的时间内完成插芯。在插芯过程中，溢出的推进剂通过翼型压板(1)的圆弧形顶部(11)和导流壁(12)流入接料盘(2)的环形槽中；

插芯完成后，松开滚花紧定螺栓(34)，使限位块(36)离开发动机浇注口法兰(51)，将摇臂回转杆(33)转离发动机一侧，取下翼型压板(1)和接料盘(2)的组合体，进行清理并归位。

2.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，其特征在于：翼型压板1顶部为圆弧顶(11)，圆弧顶(11)外侧相连有导流壁(12)，与翼型压板(1)中心线夹角为40°左右，益于推进剂的导流和清理。

3.如权利要求1、2所述的一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，其特征在于：翼型压板(1)内孔表面形状与芯模外表面形状相匹配，若芯模(6)的横截面形状为圆形，则翼型压板(1)内孔表面形状为圆形；若芯模(6)的横截面形状为翼型的，则翼型压板(1)内孔表面形状为与之匹配的翼型形状；翼型压板(1)与芯模(6)之间留有2-6mm的间隙，间隙的大小视浇注工装的精度而定。

4.如权利要求1、2或3所述的一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，其特征在于：翼型压板(1)中与接料盘(2)间采用小间隙配合，配合面(13)沿轴向方向具有一定的拔模斜度，便于拆卸；翼型压板(1)中与接料盘(2)间的配合面(13)中间段减小直径，减小配合面长度，提高装配的精度，且便于拆装和减少摩擦防止静电。

5.如权利要求1、2、3或4所述的一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，其特征在于：翼型压板(1)的法兰设有两个开口槽(15)，相互呈180°相位布局，用于与焊接于接料盘(2)下底面的定位螺柱(23)配合，并用螺母(4)拧紧；翼型压板(1)下端设有定位止口(14)，内孔设有倒角，用于与发动机浇注口(5)的精确定位。

6.如权利要求1、3所述的一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，其特征在于：接料盘(2)的下底面焊接有两个呈180°布置的定位螺柱(23)和一个定位圈(24)，定位螺柱(23)和翼型压板(1)配合，定位圈(24)对发动机的一根拉杆(52)限位，实现相位定位，保证插芯时芯模(6)的翼型方位与此相匹配，并防止因不对正而出现磕碰。定位圈(24)的尺寸应与拉杆(52)存在少量的间隙，用于径向微调。

7.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，其特征在于：摇臂回转杆(33)设有一圈凹槽，固定件(31)通过开槽平端紧定螺钉(32)将摇臂回转杆(33)连接，并可实现相对转动；摇臂回转杆(33)与滚花紧定螺栓(34)之间是螺纹连接，可实现相对升降移动；限位块(36)通过开口销(35)固定在滚花紧定螺栓(34)的上端部，用于顶住发动机浇注口法兰(51)的下端面，实现相对于发动机浇注口(5)的固定；滚花紧定螺栓(34)设有滚花加工面，适于手动操作。

8.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，其特征在于：翼型压板(1)的材料选用MC尼龙；限位块(36)的材料选用MC尼龙，防止磕伤发动机浇注口法兰(51)；转向臂组件(3)中其余零件均进行发黑处理。