CN107965398B - 一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置 - Google Patents

一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置 Download PDF

Info

Publication number
CN107965398B
CN107965398B CN201710975463.3A CN201710975463A CN107965398B CN 107965398 B CN107965398 B CN 107965398B CN 201710975463 A CN201710975463 A CN 201710975463A CN 107965398 B CN107965398 B CN 107965398B
Authority
CN
China
Prior art keywords
pressing plate
wing
shaped pressing
core
engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201710975463.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107965398A (zh
Inventor
崔昭霞
杨涛
车航
王稳稳
刘江
郭建忠
芮振洋
李建军
杨三月
张志军
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Inner Mongolia University of Technology
Original Assignee
Inner Mongolia University of Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Inner Mongolia University of Technology filed Critical Inner Mongolia University of Technology
Priority to CN201710975463.3A priority Critical patent/CN107965398B/zh
Publication of CN107965398A publication Critical patent/CN107965398A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107965398B publication Critical patent/CN107965398B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B33/00—Manufacture of ammunition; Dismantling of ammunition; Apparatus therefor
    • F42B33/02—Filling cartridges, missiles, or fuzes; Inserting propellant or explosive charges
    • F42B33/0207—Processes for loading or filling propulsive or explosive charges in containers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B33/00—Manufacture of ammunition; Dismantling of ammunition; Apparatus therefor
    • F42B33/02—Filling cartridges, missiles, or fuzes; Inserting propellant or explosive charges
    • F42B33/0214—Filling cartridges, missiles, or fuzes; Inserting propellant or explosive charges by casting

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Catching Or Destruction (AREA)
  • Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)

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的。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。
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。
一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置，包括发动机浇注口5、芯模6，其特征在于：还包括翼型压板1、接料盘2和转向臂组件3；
翼型压板1固定在发动机浇注口5处；接料盘2安装在翼型压板1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；转向臂组件3有两组，呈180°相位竖直均布于接料盘2的外表面；
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，其底部焊接两个呈180°布置的定位螺柱23和一个定位圈24；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，两个定位螺柱23与翼型压板1法兰上的两个开口槽15相对应，并用螺母4拧紧；
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；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；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；转向臂组件3焊接在接料盘2上；
在真空环境下，发动机壳体内部浇注满推进剂后，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顶紧浇注口法兰51的下端面，最后拧紧开槽平端紧定螺钉32，完成整个装置在发动机浇注口5上安装；
插芯时，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匀速插入推进剂药浆中；此过程中，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。
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。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。
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，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。
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。
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，接料盘2的外环壁22的内径和高度尺寸根据芯模6运动到位后挤出的药浆体积确定。
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。
进一步的，翼型压板1的材料选用MC尼龙。这是因为考虑到强度、防腐蚀、防静电，防止磕伤芯模6等因素。
进一步的，限位块36的材料选用MC尼龙，防止磕伤浇注口法兰51。
本发明所述装置，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，其技术效果在于，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，压板起到类似人手的按压作用，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，易于实现自动化；其四，本发明不仅可以节省劳动力，因为无需人工近距离参与，也避免了人工操作带来的安全隐患。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。
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脱离发动机浇注口法兰51，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，包括发动机浇注口(5)、芯模(6)，其特征在于：还包括翼型压板(1)、接料盘(2)和转向臂组件(3)；
翼型压板(1)固定在发动机浇注口(5)处；接料盘(2)安装在翼型压板(1)的外侧，并且用螺母(4)固定连接；转向臂组件(3)有两组，呈180°相位竖直均布于接料盘(2)的外表面；
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)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，其底部焊接两个呈180°布置的定位螺柱(23)和一个定位圈(24)；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，两个定位螺柱(23)与翼型压板(1)法兰上的两个开口槽(15)相对应，并用螺母(4)拧紧；
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)；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；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；转向臂组件(3)焊接在接料盘(2)上；
在真空环境下，发动机壳体内部浇注满推进剂后，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)顶紧浇注口法兰(51)的下端面，最后拧紧开槽平端紧定螺钉(32)，完成整个装置在发动机浇注口(5)上安装；
插芯完成后，松开滚花紧定螺栓(34)，使限位块(36)脱离浇注口法兰(51)，取下翼型压板(1)和接料盘(2)，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：芯模(6)外表面形状为圆形或翼型，翼型压板(1)的内孔表面形状为与之匹配的圆形或翼型。
3.如权利要求1或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：导流壁(12)与翼型压板(1)中心线夹角为40°。
4.如权利要求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)为环形槽状。
5.如权利要求1、2或4其中任一项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)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。
6.如权利要求5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)的外环壁(22)的内径和高度尺寸根据芯模(6)运动到位后挤出的药浆体积确定。
7.如权利要求1、2、4或6其中任一项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：转向臂组件(3)的组成部件中除限位块(36)外，所有零件均进行发黑处理。
8.如权利要求7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)和限位块(36)的材料选用MC尼龙。
CN201710975463.3A 2017-10-19 2017-10-19 一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置 Active CN107965398B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710975463.3A CN107965398B (zh) 2017-10-19 2017-10-19 一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710975463.3A CN107965398B (zh) 2017-10-19 2017-10-19 一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107965398A CN107965398A (zh) 2018-04-27
CN107965398B true CN107965398B (zh) 2023-05-12

Family

ID=61996712

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710975463.3A Active CN107965398B (zh) 2017-10-19 2017-10-19 一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107965398B (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110118134A (zh) * 2019-04-25 2019-08-13 西北工业大学 一种固体燃料真空浇注装置
CN110714854B (zh) * 2019-10-14 2020-08-14 上海航天化工应用研究所 一种固体火箭发动机装药集束式浇注工装及方法
CN110985235B (zh) * 2019-12-10 2023-02-24 湖北三江航天江河化工科技有限公司 固体火箭发动机壳体连续浇注系统及工艺
CN110985234A (zh) * 2019-12-10 2020-04-10 湖北三江航天江河化工科技有限公司 固体火箭发动机壳体带传动连续灌装浇注装备及工艺
CN111174648B (zh) * 2020-01-13 2022-05-06 内蒙古工业大学 一种基于压板结构的降低药柱气孔率的浇注方法
CN114483375B (zh) * 2021-12-29 2023-06-16 湖北航天化学技术研究所 一种发动机隔离插芯装置
CN114670378A (zh) * 2022-04-07 2022-06-28 内蒙古工业大学 可调节固体火箭发动机硫化脱模装置

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3952627A (en) * 1962-08-27 1976-04-27 Thiokol Corporation Slot former assembly for use in solid propellant rocket motors
US4137286A (en) * 1960-08-12 1979-01-30 Aerojet-General Corporation Method of making dual-thrust rocket motor
US4503777A (en) * 1981-10-30 1985-03-12 Russell Young Semi-jacketed bullet having integral jacket retaining means, and method of making
EP0153539A1 (fr) * 1983-12-29 1985-09-04 Societe Nationale Des Poudres Et Explosifs Procédé et dispositif d'inhibage des faces d'extrémité d'un bloc de propergol
US5619073A (en) * 1995-08-15 1997-04-08 Propellex Corporation Propellant grains and process for the production thereof
CA2681949A1 (en) * 2007-03-30 2008-10-09 Techventure Investments Pty Ltd A method of manufacturing ammunition
JP2013040588A (ja) * 2011-08-18 2013-02-28 Ihi Aerospace Co Ltd 固体推進薬の成形方法及び装置
CN103016208A (zh) * 2012-12-12 2013-04-03 北京航空航天大学 固液火箭发动机车轮形装药装置
CN203515858U (zh) * 2013-10-24 2014-04-02 西安航天化学动力厂 一种用于标准试验发动机的药面成型压盖
CN204060970U (zh) * 2014-08-15 2014-12-31 湖北航天化学技术研究所 一种用于小直径固推发动机的多发带芯浇注辅助装药装置
CN204881966U (zh) * 2015-06-19 2015-12-16 内蒙古工业大学 预紧力可调节组合式压力传感器
CN106401794A (zh) * 2016-11-29 2017-02-15 西安航天化学动力厂 战术发动机装药用多发分料装置

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016156935A1 (en) * 2015-03-27 2016-10-06 Director General, Defence Research & Development Organisation (Drdo) Mandrel assembly and method of manufacturing solid rocket propellant grain using the same

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4137286A (en) * 1960-08-12 1979-01-30 Aerojet-General Corporation Method of making dual-thrust rocket motor
US3952627A (en) * 1962-08-27 1976-04-27 Thiokol Corporation Slot former assembly for use in solid propellant rocket motors
US4503777A (en) * 1981-10-30 1985-03-12 Russell Young Semi-jacketed bullet having integral jacket retaining means, and method of making
EP0153539A1 (fr) * 1983-12-29 1985-09-04 Societe Nationale Des Poudres Et Explosifs Procédé et dispositif d'inhibage des faces d'extrémité d'un bloc de propergol
US5619073A (en) * 1995-08-15 1997-04-08 Propellex Corporation Propellant grains and process for the production thereof
CA2681949A1 (en) * 2007-03-30 2008-10-09 Techventure Investments Pty Ltd A method of manufacturing ammunition
JP2013040588A (ja) * 2011-08-18 2013-02-28 Ihi Aerospace Co Ltd 固体推進薬の成形方法及び装置
CN103016208A (zh) * 2012-12-12 2013-04-03 北京航空航天大学 固液火箭发动机车轮形装药装置
CN203515858U (zh) * 2013-10-24 2014-04-02 西安航天化学动力厂 一种用于标准试验发动机的药面成型压盖
CN204060970U (zh) * 2014-08-15 2014-12-31 湖北航天化学技术研究所 一种用于小直径固推发动机的多发带芯浇注辅助装药装置
CN204881966U (zh) * 2015-06-19 2015-12-16 内蒙古工业大学 预紧力可调节组合式压力传感器
CN106401794A (zh) * 2016-11-29 2017-02-15 西安航天化学动力厂 战术发动机装药用多发分料装置

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
固体火箭发动机药柱数控整形系统的研制;马新宽，王峰，苏昌银，王京伟，张爱科;固体火箭技术;全文 *
大型固体助推发动机装药无缸浇注技术研究;李斌;陈炜;苏昌银;朱号锋;王京伟;;化学推进剂与高分子材料(第04期);全文 *
小型固体火箭发动机脱模实时监控系统的研制;庞博;侯守全;石凯;刘春晖;;机械工程与自动化(第04期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN107965398A (zh) 2018-04-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107965398B (zh) 一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置
CN201483274U (zh) 对半法兰底面车加工用模具
CN210648069U (zh) 一种气瓶收口旋轮模具
CN112222361B (zh) 多型腔铸件的加工装置、加工方法及加工装置的制作方法
CN107020351B (zh) 一种精密铸造用改良型压蜡装置
CN205154923U (zh) 一种震源车用的角关节轴承的安装定位机构
CN211230640U (zh) 一种固体火箭发动机插芯浇注防推进剂夹气的装置
CN111136224B (zh) 砂芯在金属模具的固定方法
CN214023353U (zh) 一种模芯可更换的铸件加工用铸造模具
CN108466396B (zh) 叶轮的成型模具
CN217018482U (zh) 一种双浇杯浇道系统中使用的高强度预埋件
CN111745794B (zh) 盾构隧道的箱涵模具
CN215467840U (zh) 一种法兰盘锻件专用成型模具
CN218563018U (zh) 一种用于浅圆仓仓壁圆整度调整装置
CN221160850U (zh) 一种预制构件通孔成型工装
CN211646986U (zh) 一种可固定免凿孔的灌浆套筒组合装置
CN216669479U (zh) 一种灌浆料有效承压模具
CN210507534U (zh) 一种检查井井内支撑模具
CN211331219U (zh) 一种泵体铸造用模具
CN215544865U (zh) 一种模具浇注装置
CN215065633U (zh) 一种试验成型用新型三联模具
CN210100327U (zh) 一种防渗漏的管桩模具
CN214920262U (zh) 一种模具
CN210968440U (zh) 一种加工工装
CN219746256U (zh) 一种蜡模铸造用焙烧设备

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant