CN110749233A - 蜂窝结构适配器及制造方法 - Google Patents

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李昱霖
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Abstract

本发明提供了一种蜂窝结构适配器及制造方法，包括：本体(1)与定位分离机构(2)；所述定位分离机构(2)安装在本体(1)上；所述本体(1)包括：蜂窝增强体、弹性层以及减摩层；所述蜂窝增强体、弹性层以及减摩层复合连接。所述蜂窝增强体由蜂窝增强体面板与蜂窝芯体复合而成；所述弹性层为硅橡胶制成的波纹空心板。本发明采用高轻量的蜂窝夹芯结构作为主体，单位体积质量是现有适配器的1/3,大幅降低坠落冲击动能，基本可以避免对相邻发射箱、地面装备的损伤。

Description

蜂窝结构适配器及制造方法
技术领域
本发明涉及导弹、火箭发射箱技术领域，具体地，涉及一种蜂窝结构适配器及制造方法，尤其是导弹、火箭发射箱(筒)的轻型适配器。
背景技术
适配器是发射箱(筒)的重要组成部分，对导弹、火箭贮存寿命、使用维修性以及发射可靠性影响较大。随着发射技术的快速发展，要求发射箱(筒)适配器有一定的强度与刚度，具有一定的弹性变形以及耐烧蚀性能等。此外，还要求其与导弹连接可靠，在箱内不影响导弹、火箭正常运动，发射出箱时能与导弹快速分离。传统的如专利文CN106516146A所公开的一种固定适配器式发射箱，包括箱体、适配器、侧支撑件、前箱盖、后箱盖、固定螺钉、支脚、锁紧机构；所述适配器通过固定螺钉固定在箱体内，用于在发射箱内对飞行器起支承和周向限位的作用；所述适配器上设计有导向槽，用于在发射过程中给飞行器提供导向作用，并且提供初始姿态精度；所述适配器表面设置减摩薄膜，以减少飞行器装填和发射时的摩擦力；所述侧支撑件通过固定螺钉固定在箱体内部左、右两侧，用于飞行器在发射箱内的辅助支撑；所述前箱盖固定在箱体前端，发射前提前开启，为飞行器让开发射通道；所述后箱盖固定在箱体后端，利用飞行器点火后产生的燃气流压力开启；所述支脚设置在箱体上，用于发射箱的支承与固定；所述锁紧机构固定在箱体上，用于对飞行器在射向方向进行限位与固定，发射时锁紧机构解锁，飞行器解锁后发射出箱。
目前，发射箱(筒)主要采用高分子材料为主体的适配器，但以聚氨酯为代表的高分子发泡材料为主体的适配器存在着以下问题：
1、质量较大、发射出箱(筒)坠落后对地面装备和相邻发射箱冲击、碰撞损伤；
2、现有聚氨酯材料耐温仅85℃，难以满足耐受发射时高温燃气烧蚀的要求；
3、聚氨酯发泡材料易老化，使用寿命较短。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种蜂窝结构适配器及制造方法。
根据本发明提供的一种蜂窝结构适配器，包括：本体1与定位分离机构2；
所述定位分离机构2安装在本体1上；
所述本体1包括：蜂窝增强体(101、102、103、104)、弹性层(105)以及减摩层；
所述蜂窝增强体(101、102、103、104)、弹性层(105)以及减摩层复合连接。
优选地，所述蜂窝增强体由面板(101、103、104)与蜂窝芯体(102)复合而成。
优选地，所述弹性层为硅橡胶制成的波纹空心板。
优选地，所述弹性层为乙丙橡胶制成的波纹空心板。
优选地，所述弹性层为丁腈橡胶制成的波纹空心板。
优选地，所述减摩层为聚四氟乙烯膜或喷镀固体二硫化钼。
优选地，所述定位分离机构2包括：盖板201、壳体202以及弹簧205；
所述盖板201安装在壳体202上；
所述弹簧205安装在壳体202的内部。
优选地，所述定位分离机构2还包括：连接销203与固定螺钉204；
所述连接销203能够插入导弹或火箭壳体的连接孔中；
所述盖板201、壳体202通过固定螺钉204连接。
优选地，本体的成型包括如下步骤：
步骤1，将树脂浸渍碳纤维或高强玻璃纤维带或布铺敷在阳模上，将模具合模后放入固化炉固化；
步骤2，拆开模具，进行面板外形修整；
步骤3，将蜂窝芯放在模具上拉展至正六边形并固定，按设计裁切蜂窝芯型面，并挖出机构壳体安装孔；
步骤4，将下面板放置在模具上并固定，在下面板上铺放胶膜，将裁切好的蜂窝芯放置在胶膜上，并用金属夹具固定；
步骤5，将胶膜分别铺放在蜂窝芯的前和上表面，将前和上面板分别放置在胶膜上，并用金属夹具固定；
步骤6，在上面板上均匀涂抹橡胶粘接剂，将裁切好、粘接面清洁过的橡胶波纹空心板放置在上面板上，使之贴合牢固；
步骤7，在待成型的本体上放置聚四氟乙烯布、透气毡和真空袋，进行工艺组装并用腻子条封好真空袋，抽真空检查至真空袋完全密封；
步骤8，将模具及其中的本体放入热压罐，控制真空度在-0.02MPa～-0.04MPa，升温至胶膜固化温度并保温2小时，自然冷却后脱模即可；
步骤9，在成型的本体下面板表面喷镀固体二硫化钼或粘贴聚四氟乙烯薄膜。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、采用高度轻量的蜂窝夹芯结构作为主体，单位体积质量是现有聚氨酯发泡材料为主体的适配器的1/3,大幅降低坠落冲击动能，可以避免对相邻发射箱、地面装备的损伤。
2、采用玻璃纤维增强树脂基复合材料和硅橡胶(或乙丙、丁腈橡胶)，能短时耐温达200℃，可承受燃气短时烧蚀，可适应所有发射方式。
3、采用中温固化成型，可保证适配器在极限高、低温环境下可靠使用，不易老化，使用寿命较长。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明提供的一种蜂窝结构适配器的三维结构示意图。
图2为本发明提供的一种蜂窝结构适配器的三维分解结构示意图。
图3为本发明提供的一种蜂窝结构适配器的定位分离机构示意图。
图中示出：
Figure BDA0002250740400000031
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1至图3所示，根据本发明提供的一种蜂窝结构适配器，包括：本体1与定位分离机构2；所述定位分离机构2安装在本体1上；所述本体1包括：蜂窝增强体、弹性层以及减摩层；所述蜂窝增强体、弹性层以及减摩层复合连接。所述蜂窝增强体由面板与蜂窝芯体复合而成；所述弹性层为硅橡胶制成的波纹空心板；所述弹性层为乙丙橡胶制成的波纹空心板；所述弹性层为丁腈橡胶制成的波纹空心板；所述减摩层为聚四氟乙烯膜或喷镀固体二硫化钼。在优选例中，本发明的蜂窝结构适配器包括本体、定位分离机构等，定位分离机构通过嵌入方式固连于本体上。本体由蜂窝增强体、弹性层和减摩层等多个功能结构复合而成。蜂窝增强体由上、下和前面板101、103、104和蜂窝芯体102胶接复合而成，用于承受导弹重力和惯性力载荷并保持结构刚度；弹性层105为弹性高分子材料如硅橡胶或乙丙橡胶或丁腈橡胶制成的波纹空心板等结构，用于补偿导弹或火箭与发射箱(筒)内表面的尺寸和形位公差，保证导弹或火箭与适配器可靠接触；上、下和前面板均可采用玻璃纤维增强环氧或酚醛树脂基复合材料，蜂窝芯选用市售酚醛玻璃钢蜂窝芯子成品，根据承载要求一般选蜂窝芯板厚0.1～0.2mm、芯格边长3～3.5mm，其密度一般为0.109～0.175g/cm3；减摩层为聚四氟乙烯膜或喷镀固体二硫化钼。
进一步地，所述定位分离机构2包括：盖板201、壳体202以及弹簧205；所述盖板201安装在壳体202上；所述弹簧205安装在壳体202的内部。所述定位分离机构2还包括：连接销203与固定螺钉204；所述连接销203能够插入导弹或火箭壳体的连接孔中；所述盖板201、壳体202通过固定螺钉204连接。在优选例中，定位分离机构由弹簧、连接销和壳体等组成，嵌入蜂窝增强体中间，其壳体与蜂窝增强体上面板、蜂窝芯体胶接复合成一体；连接销插入导弹或火箭壳体的连接孔中；当适配器在发射箱筒中时，弹簧被连接销压缩；当适配器出箱后，弹簧力推动连接销从导弹或火箭中拔出，适配器在气动力、重力、弹簧力和弹性层弹性力的综合作用下与导弹或火箭分离并坠落。
根据本发明提供的一种本体的成型方法，包括如下步骤：
步骤1，将树脂浸渍碳纤维或高强玻璃纤维带或布铺敷在阳模上，将模具合模后放入固化炉固化；
步骤2，拆开模具，进行面板外形修整；
步骤3，将蜂窝芯放在模具上拉展至正六边形并固定，按设计裁切蜂窝芯型面，并挖出机构壳体安装孔；
步骤4，将下面板放置在模具上并固定，在下面板上铺放胶膜，将裁切好的蜂窝芯放置在胶膜上，并用金属夹具固定；
步骤5，将胶膜分别铺放在蜂窝芯的前和上表面，将前和上面板分别放置在胶膜上，并用金属夹具固定；
步骤6，在上面板上均匀涂抹橡胶粘接剂，将裁切好、粘接面清洁过的橡胶波纹空心板放置在上面板上，使之贴合牢固；
步骤7，在待成型的本体上放置聚四氟乙烯布、透气毡和真空袋，进行工艺组装并用腻子条封好真空袋，抽真空检查至真空袋完全密封；
步骤8，将模具及其中的本体放入热压罐，控制真空度在-0.02MPa～-0.04MPa，升温至胶膜固化温度并保温2小时，自然冷却后脱模即可；
步骤9，在成型的本体下面板表面喷镀固体二硫化钼或粘贴聚四氟乙烯薄膜。
在优选例中，蜂窝增强体采用玻璃纤维增强树脂基复合材料面板与蜂窝芯胶接制成，上、下和前面板均可采用玻璃纤维增强环氧或酚醛树脂基复合材料，蜂窝芯选用市售酚醛玻璃钢蜂窝芯子成品，根据承载要求一般选蜂窝芯板厚0.1～0.2mm、芯格边长3～3.5mm。
步骤1，选用环氧树脂和玻璃纤维布作为制作上、下和前面板的材料；
步骤2，将树脂浸渍碳纤维或高强玻璃纤维带或布铺敷在阳模上；浸渍单向纤维带根据设计按±45°、0°、90°三种角度层叠铺放；浸渍纤维布直接层叠铺放在模具表面，材料铺敷的层数依据设计分别确定；内、外面板厚度一般2mm，前、后面板厚度一般1mm；
步骤3，阴、阳模合模时将分型面部位贴合，溢流口有胶液流出；
步骤4，模具放入固化炉固化，温度为120℃，固化时间为3小时；
步骤5，拆除阴、阳模，进行刚性层修整。
适配器组装包括如下步骤：
步骤1，将弹簧装入本体的定位分离机构壳体孔中；
步骤2，将连接销、与盖板一起压住弹簧插入本体的定位分离机构壳体孔中，用工装压住连接销后，拧紧盖板固定螺钉，松开工装即可。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (9)

1.一种蜂窝结构适配器，其特征在于，包括：本体(1)与定位分离机构(2)；
所述定位分离机构(2)安装在本体(1)上；
所述本体(1)包括：蜂窝增强体(101、102、103、104)、弹性层(105)以及减摩层；
所述蜂窝增强体(101、102、103、104)、弹性层(105)以及减摩层复合连接。
2.根据权利要求1所述的一种蜂窝结构适配器，其特征在于，所述蜂窝增强体由蜂窝增强体面板(101、103、104)与蜂窝芯体(102)复合而成。
3.根据权利要求1所述的一种蜂窝结构适配器，其特征在于，所述弹性层为硅橡胶制成的波纹空心板。
4.根据权利要求1所述的一种蜂窝结构适配器，其特征在于，所述弹性层为乙丙橡胶制成的波纹空心板。
5.根据权利要求1所述的一种蜂窝结构适配器，其特征在于，所述弹性层为丁腈橡胶制成的波纹空心板。
6.根据权利要求1所述的一种蜂窝结构适配器，其特征在于，所述减摩层为聚四氟乙烯膜或喷镀固体二硫化钼。
7.根据权利要求1所述的一种蜂窝结构适配器，其特征在于，所述定位分离机构(2)包括：盖板(201)、壳体(202)以及弹簧(205)；
所述盖板(201)安装在壳体(202)上；
所述弹簧(205)安装在壳体(202)的内部。
8.根据权利要求7所述的一种蜂窝结构适配器，其特征在于，所述定位分离机构(2)还包括：连接销(203)与固定螺钉(204)；
所述连接销(203)能够插入导弹或火箭壳体的连接孔中；
所述盖板(201)、壳体(202)通过固定螺钉(204)连接。
9.根据权利要求2所述的一种蜂窝结构适配器，其特征在于，本体的成型包括如下步骤：
步骤1，将树脂浸渍碳纤维或高强玻璃纤维带或布铺敷在阳模上，将模具合模后放入固化炉固化；
步骤2，拆开模具，进行面板外形修整；
步骤3，将蜂窝芯放在模具上拉展至正六边形并固定，按设计裁切蜂窝芯型面，并挖出机构壳体安装孔；
步骤4，将下面板放置在模具上并固定，在下面板上铺放胶膜，将裁切好的蜂窝芯放置在胶膜上，并用金属夹具固定；
步骤5，将胶膜分别铺放在蜂窝芯的前和上表面，将前和上面板分别放置在胶膜上，并用金属夹具固定；
步骤6，在上面板上均匀涂抹橡胶粘接剂，将裁切好、粘接面清洁过的橡胶波纹空心板放置在上面板上，使之贴合牢固；
步骤7，在待成型的本体上放置聚四氟乙烯布、透气毡和真空袋，进行工艺组装并用腻子条封好真空袋，抽真空检查至真空袋完全密封；
步骤8，将模具及其中的本体放入热压罐，控制真空度在-0.02MPa～-0.04MPa，升温至胶膜固化温度并保温2小时，自然冷却后脱模即可；
步骤9，在成型的本体下面板表面喷镀固体二硫化钼或粘贴聚四氟乙烯薄膜。
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