CN111070560B - 固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装及其工艺 - Google Patents
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Abstract
本发明属于固体火箭发动机热防护结构绝热层制造技术领域，提供了一种固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装，它包括浇注集成板(1)、绝热壳体承压限位组件、分瓣式组合模芯(5)、限位锥(6)和绝热壳体；绝热壳体承压限位组件用于绝热壳体内部注射或注压绝热材料过程中为绝热壳体外侧提供承压支撑；分瓣式组合模芯(5)与限位锥(6)配合，置于绝热壳体内并与绝热壳体之间形成腔体，腔体与待注射或注压成型绝热层的形状和尺寸一致，以供绝热材料高压加压注入；浇注集成板(1)上设置有绝热材料注入通道，以使绝热材料经浇注集成板(1)进入绝热壳体与分瓣式组合模芯和限位锥之间形成的腔体中。
Description
技术领域
本发明属于固体火箭发动机热防护结构绝热层制造技术领域，具体地涉及一种弄固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装及其工艺。
背景技术
固体火箭发动机是各类导弹武器装备中配置的一种最主要的动力源，作为其重要部件的燃烧室绝热层高质量、高效率、低成本成型一直是制造过程中的瓶颈。随着制造数量、高性能、高效率、低成本需求的牵引，采用传统的成型方法越来越难于适应其发展需求。
一般的中小型固体火箭发动机燃烧室绝热层成型通常采用预制件后用手工贴在准备好的壳体内壁，然后采用腔体在真空状态下气囊加压或可实现的工装模具加压成型，目前是主流的气囊加压工艺方法要求操作者技能高，但成型形状尺寸精度度不高，效率低，一次合格率不高，而工装模具成型也有因尺寸限制、结构限制、先装料后挤胀工艺操作困难存在局限性。
发明内容
本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装及其工艺，本发明工装包括设置于绝热壳体内的分瓣式组合模芯和限位锥，用于与绝热壳体之间形成绝热材料待成型的腔体，即绝热层注射或注压成型的模型空间，绝热壳体承压限位组件在绝热层注射或注压成型过程中从绝热壳体外部提供承压支撑，本发明工艺是先将准备好的分瓣式组合模芯和限位锥装入已准备好的空绝热壳体内，绝热壳体承压限位组件限位绝热壳体保证在装模、加压和脱模时不伤及绝热壳体，由于装模时是绝热壳体没有预装胶料，装模无障碍，装模十分容易，然后将绝热胶料放入注射腔加热塑化，成型后脱模。该工装能实现高效快速质量稳定的成型工艺。
本发明的技术方案是，一种固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装，它包括浇注集成板、绝热壳体承压限位组件、分瓣式组合模芯、限位锥和绝热壳体；所述绝热壳体承压限位组件用于绝热壳体内部注射或注压绝热材料过程中为绝热壳体外侧提供承压支撑；所述分瓣式组合模芯与限位锥配合，置于绝热壳体内并与绝热壳体之间形成腔体，所述腔体与待注射和注压成型绝热层的形状和尺寸匹配，以供绝热材料加压注入；所述浇注集成板上设置有绝热材料注入通道，以使绝热材料经浇注集成板进入绝热壳体与分瓣式组合模芯和限位锥之间形成的腔体中。
进一步的，所述浇注集成板设置有主浇道(和分浇道；所述主浇道和分浇道均匀分布，主浇道和分浇道的端口横截面积相等，所述端口横截面积大小为绝热壳体端口部位绝热层截面面积的5％～100％。
进一步的，上述绝热壳体承压限位组件包括多个绝热壳体限位承压块；所述多个绝热壳体限位承压块内侧均烧结有聚四氟乙烯镀层，聚四氟乙烯镀层厚度0.05mm～0.1mm，以防止绝热壳体外部被划伤和发生永久形变；所述多个绝热壳体限位承压块拼装成与绝热壳体外形一致的结构，所述结构可以是分段式的(设计成分段式可以降低制造成本和加工难度)，也可以是整体式的，包裹在绝热壳体外侧，以防止绝热壳体变形；所述绝热壳体限位承压块拼装形成的结构内侧的聚四氟乙烯镀层与绝热壳体之间设置有0.1mm～0.3mm范围内的间隙，以便于装、脱模操作。
进一步的，上述分瓣式组合模芯由两个以上楔形瓣体和位于相邻两楔形瓣体之间的配合瓣体组合而成，整体形成与绝热壳体内侧形状一致的支撑结构，且与绝热壳体内侧之间形成供绝热材料在其中成型的腔体；所述限位锥设置在组装成整体结构的分瓣式组合模芯内侧，用于固定和限位分瓣式组合模芯；所述分瓣式组合模芯的各个瓣体外表面烧结厚度为0.05mm～0.1mm的四氟乙烯层，以便于绝热层成型后脱模；所述分瓣式组合模芯的各个瓣体两侧均设计有导向定位，以利于各个瓣体之间组合时定位，瓣体内侧为锥面配合。
更进一步的，上述分瓣式组合模芯与限位锥的配合为间隔式接触或镂空式接触配合，以便于脱模时限位锥能较易从分瓣式组合模芯内侧脱出。
更进一步的，上述限位锥为中空式圆锥体，其内侧设计有螺纹连接口，便于脱模时辅助脱模工具与螺纹连接口连接拉出限位锥。
可以看出，在本发明的工装结构设计方面：
1)针对绝热壳体外部的保护，设计了绝热壳体承压限位组件，其内部的接触面烧结聚四氟乙烯膜层，并控制配合间隙，保证装脱模容易；
2)针对通常的发动机绝热壳体收口结构，分瓣式组合模芯设计为斜楔状特定的分瓣结构，且和胶料接触的型腔面烧结聚四氟乙烯膜层，使之不粘模瓣；瓣体两侧的导向定位用于定位外径，用限位锥限位分瓣式组合模芯的内径；为了方便拔出限位锥体，其与限位锥的配合面大部分腾空，减少拔脱阻力，能轻松脱模；同时设计有适用于通用工具拔出限位锥的螺纹连接接口或卡口接口。
本发明同时提供了利用上述固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装进行固体火箭发动机燃烧室绝热层的注射或注压成型工艺，包括以下步骤：
S1、在绝热壳体内部安装分瓣式组合模芯，再装入限位锥体；
S2、在绝热壳体外侧安装绝热壳体承压限位组件；
S3、在加压条件下注射绝热胶料或注压绝热材料；
S4、绝热材料成型后，脱出限位锥体，取出分瓣式组合模芯各瓣体，脱开绝热壳体承压限位组件。
进一步的，上述步骤S3中，采用5Mpa-20MPa的注射压力或注压压力将绝热材料连续注射或注压至绝热壳体与分瓣式组合模芯之间的腔体中。
进一步的，上述步骤S3之前还包括对绝热壳体与分瓣式组合模芯之间的腔体抽真空的步骤。
注射或注压的绝热材料包括三元乙丙橡胶类绝热材料、丁腈橡胶类绝热材料或其他在加热加压环境下能流动的各类绝热材料。
可以看出，成型工艺设计上：
装模时按顺序依次安装分瓣式组合模芯，限位锥，绝热壳体限位块；注射或注压胶料前，组装好的工装模具、绝热壳体和绝热胶料应在温度60℃～100℃环境中预热0.5h左右，以大致达到热平衡为原则；若注射加料则设备采用卧式或立式橡胶型注射硫化机；若注压加料，则采用橡胶注压成型机；若采用平板型，可以另外增加设计加料室；绝热层成型后，脱模时先脱限位锥，再分别取出分瓣式组合模芯的各瓣体，在取瓣体时，先取出楔形瓣体，最后拆开绝热壳体限位块。
本发明的成型工艺若是注压，需对绝热胶料预热，塑化温度或预热温度60℃～100℃，时间可根据不同胶料特性确定，一般不超过1h。脱模时先脱出限位锥体，由于和限位锥的配合面大部分腾空有间隙，加上采用通用脱模装备，限位锥脱模方便；脱出限位锥再取出分瓣组合模芯，最后脱出绝热壳体承压限位组件的各绝热壳体限位块。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
中小型固体火箭发动机燃烧室绝热层成型通常采用预制件后用手工贴在准备好的壳体内壁，然后采用腔体在真空状态下气囊加压或工装模具加压成型，目前还是主流的气囊成型工艺方法要求操作者技能高，但成型形状尺寸精度度不高，效率低，一次合格率不高。而本发明是先将工装的分瓣式组合模芯和限位锥装入已准备好的绝热壳体，采用压力远大于气囊的压力注射或注压的方法将绝热材料连续注射或注压至绝热壳体与分瓣式组合模芯和限位锥组装后形成的腔体，形成绝热层，在固体火箭发动机绝热成型范围内具有新颖性。成型的产品形状尺寸精度高，质量一致性稳定性高，效率高。
针对固体火箭发动机绝热壳体通常的两端收口结构，利用工装模具，设计大尺寸浇道和浇口，设定预热温度和加压条件，将混填有大量纤维、耐烧蚀组份等不适应注射或注压流动特征的绝热材料通过注射或注压的方法快速成型固体火箭发动机绝热层，且保持成型的绝热材料性能不降低，具有创造性。
本发明的成型工艺注射或注压时压力20Mpa以内，以保证胶料注射易入为准。由于采用远大于气囊加压0.8MPa～1MPa的压力注射或注压的方法将绝热材料连续注射或注压至壳体与工装模具组装后的腔体，注胶速度快，和传统方法比效率至少在10倍以上，界面无气膜存在，排除粘接剂影响因素，不会脱粘，粘接可靠度高，质量一致性好，形成绝热层形状、尺寸、性能稳定。
本发明是先将的工装装入已准备好的空绝热壳体内，由于装模时是绝热壳体没有预装胶料，装模无障碍，装模十分容易，采用远大于气囊加压0.6MPa～1MPa的压力(大于5Mpa)注射或注压的方法将绝热材料连续注射或注压至壳体与工装模具组装后的腔体，注胶速度快，和传统方法比效率至少在10倍以上，界面粘接可靠度高，质量一致性好，形成绝热层形状、尺寸、性能稳定。
本发明采用注射或注压的方法将绝热材料连续注射或注压至壳体与工装模具组装后的腔体，快速形成绝热层，成型的产品形状尺寸精度高，质量一致性稳定性高，效率高。
随着需求的牵引，高质量、高效率、低成本、批量生产装有中小型固体火箭发动机战术武器装备已是必然趋势，采用这种方法，可以满足这种牵引应用的要求。
附图说明
从下面结合附图对本发明实施例的详细描述中，本发明的这些和/或其它方面和优点将变得更加清楚并更容易理解，其中：
图1为本发明实施例中立式绝热壳体注压成型工装的结构示意图；其中(a)为正视剖面图；(b)为浇注集成板的俯视剖面图
图2为本发明实施例中卧式绝热壳体注射成型工装的结构示意图；其中(a)为正视剖面图，(b)为左视剖面图；
图3为本发明实施例中立式自带加料室绝热壳体注压成型工装的结构示意图；
图4为本发明实施例中分瓣式组合模芯和限位锥在绝热壳体内组装到位后的结构示意与位置关系示意图；
图5为图4中分瓣式组合模芯和限位锥的位置关系示意。
图6-8分别为立式、卧式和立式自带加料室绝热壳中绝热层成型且工装脱模后的状态示意图。
具体实施方式
为了使本领域技术人员更好地理解本发明，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。
实施例1
当绝缘壳体处于立式时，固体火箭发动机燃烧室绝热层注压成型工装的结构如图1(a)所示，它包括浇注集成板1、绝热壳体承压限位组件、分瓣式组合模芯5、限位锥6和绝热壳体，其中各部分的详细设计如下：
绝热壳体承压限位组件用于绝热壳体内部注射或注压绝热材料过程中为绝热壳体外侧提供承压支撑；它包括多个绝热壳体限位承压块2、7、8、9、10，这些绝热壳体限位承压块内侧均烧结有聚四氟乙烯镀层，聚四氟乙烯镀层厚度0.05mm～0.1mm，以防止绝热壳体外部被划伤和发生永久形变；所述多个绝热壳体限位承压块拼装成与绝热壳体一致的结构，所述整体结构内侧的聚四氟乙烯镀层与绝热壳体之间设置有0.1mm～0.3mm范围内的间隙，以便于装、脱模操作。
分瓣式组合模芯5与限位锥6配合置于绝热壳体内并与绝热壳体之间形成腔体，分瓣式组合模芯5与限位锥6置于绝热壳体内及其相互配合的结构示意如图4、图5所示，所述腔体与待注射和注压成型绝热层的形状和尺寸匹配，以供绝热材料加压注入；分瓣式组合模芯5的结构如图4所示，由两个以上楔形瓣体13、16和位于相邻两楔形瓣体之间的配合瓣体14、15、17、18组合而成，整体形成与绝热壳体内侧形状一致的支撑结构，且与绝热壳体内侧之间形成供绝热材料在其中成型的腔体；所述限位锥6设置在组装成整体结构的分瓣式组合模芯5内侧，用于固定和限位分瓣式组合模芯5；分瓣式组合模芯5的各个瓣体外表面烧结厚度为0.05mm～0.1mm的四氟乙烯层，以便于绝热层成型后脱模；分瓣式组合模芯5的各个瓣体两侧均设计有相邻两个瓣体之间相互匹配的导向定位，以利于瓣体之间组合时定位，瓣体内侧为锥面配合。
分瓣式组合模芯5与限位锥6的配合为间隔式接触或镂空式接触配合，以便于脱模时限位锥6能较易从分瓣式组合模芯5内侧脱出。且限位锥6为中空式圆锥体，其内侧设计有螺纹连接口，便于脱模时辅助脱模工具与螺纹连接口连接拉出限位锥。
浇注集成板1上设置有绝热材料注入通道，以使绝热材料经浇注集成板1进入绝热壳体与分瓣式组合模芯和限位锥之间形成的腔体中；浇注集成板1设置有主浇道11和分浇道12；如图1(b)所示，所述浇注集成板1设置有主浇道11和分浇道12；所述主浇道11和分浇道12均匀分布，主浇道11和分浇道12的端口横截面积相等，端口横截面积大小为绝热壳体端口部位绝热层截面面积的5％～100％。
其成型工艺采用高压注压方式，采用5Mpa-20MPa的压力将绝热材料注压至绝热壳体与分瓣式组合模芯5之间的腔体中。绝热材料成型在绝热壳体内部成型后的示意图如图6所示。
实施例2
当绝热壳体处于卧式时，固体火箭发动机燃烧室绝热层注射成型工装的结构如图2(a)所示，与实施例1基本相同，浇注集成板1处于绝热壳体一侧，从左视剖面图看，分浇道12在浇注集成板1上的分布如图2(b)所示，绝热壳体承压限位组件的多个绝热壳体限位承压块2、4、7从外围保护绝热壳体；分瓣式组合模芯5与限位锥6也从绝热壳体一侧的端口进入绝热壳体内部组模与绝热壳体形成绝缘层所在的腔体。
其成型工艺采用高压注射方式，采用5Mpa-20MPa的压力将绝热材料注压至绝热壳体与分瓣式组合模芯5之间的腔体中。绝热材料在绝热壳体内成型后的示意图如图7所示。
实施例3
当绝热壳体为立式自带加料室绝热壳体时，固体火箭发动机燃烧室绝热层注射成型工装的结构如图3所示，与实施例1基本相同，区别在于：该工装模具自带加料室，在设备上没有加压或注压功能时可以实施，一般适用于小型或微型发动机绝热
其成型工艺采用注压方式，采用3Mpa-20MPa的压力将绝热材料注压至绝热壳体与分瓣式组合模芯5之间的腔体中。绝热材料在绝热壳体内成型后的示意图如图8所示。
上述实施例1-3中，为保证与普通胶料相比含有较多纤维、耐烧蚀阻燃填料、流动性差的绝热层胶料能流畅不分相易注入或压入成型腔体，必要时设置，在注射腔体形成真空后在注射或注压绝热胶料，即在注射或注压绝热胶料之前还包括对绝热壳体与分瓣式组合模芯5之间的腔体抽真空的步骤。
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。
Claims (6)
1.一种固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装，其特征在于，它包括浇注集成板(1)、绝热壳体承压限位组件、分瓣式组合模芯(5)、限位锥(6)和绝热壳体；
所述绝热壳体承压限位组件用于绝热壳体内部注射或注压绝热材料过程中为绝热壳体外侧提供承压支撑；
所述分瓣式组合模芯(5)与限位锥(6)配合，置于绝热壳体内并与绝热壳体之间形成腔体，所述腔体与待注射或注压成型绝热层的形状和尺寸匹配，以供绝热材料注入；
所述浇注集成板(1)上设置有绝热材料注入通道，以使绝热材料经浇注集成板(1)进入绝热壳体与分瓣式组合模芯和限位锥之间形成的腔体中；
浇注集成板(1)设置有主浇道(11)和分浇道(12)；所述主浇道(11)和分浇道(12)均匀分布，主浇道(11)和分浇道(12)的端口横截面积相等，端口横截面积大小为绝热壳体端口部位绝热层截面面积的5％～100％；
所述绝热壳体承压限位组件包括多个绝热壳体限位承压块；
所述多个绝热壳体限位承压块内侧均烧结有聚四氟乙烯镀层，聚四氟乙烯镀层厚度为0.05mm～0.1mm，以防止绝热壳体外部被划伤和发生永久形变；
所述多个绝热壳体限位承压块拼装成与绝热壳体外形一致的结构，整体或分段包裹在绝热壳体外，以防止壳体变形或者降低制造成本和加工难度，所述多个绝热壳体限位承压块内侧的聚四氟乙烯镀层与绝热壳体之间设置有0.1mm～0.3mm范围内的间隙，以便于装、脱模操作；
所述分瓣式组合模芯(5)由两个以上楔形瓣体和位于相邻两楔形瓣体之间的配合瓣体组合而成，整体形成与绝热壳体内侧形状一致的支撑结构，且与绝热壳体内侧之间形成供绝热材料在其中成型的腔体；
所述限位锥(6)设置在组装成整体结构的分瓣式组合模芯(5)内侧，用于固定和限位分瓣式组合模芯(5)；
所述分瓣式组合模芯(5)的各个瓣体外表面烧结厚度为0.05mm～0.1mm的四氟乙烯层，以便于绝热层成型后脱模；
所述分瓣式组合模芯(5)的各个瓣体两侧均设计有相邻两个瓣体之间相互匹配的导向定位，以利于瓣体之间组合时定位，瓣体内侧为锥面配合。
2.如权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装，其特征在于，
所述分瓣式组合模芯(5)与限位锥(6)的配合为间隔式接触或镂空式接触配合，以便于脱模时限位锥(6)能较易从分瓣式组合模芯(5)内侧脱出。
3.如权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装，其特征在于，所述限位锥(6)为中空式圆锥体，其内侧设计有螺纹连接口，便于脱模时辅助脱模工具与螺纹连接口连接拉出限位锥。
4.一种固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工艺，其特征在于，它利用如权利要求1-3中任一权利要求所述的固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装，包括以下步骤：
S1、在绝热壳体内部安装分瓣式组合模芯(5)，再装入限位锥体(6)；
S2、在绝热壳体外侧安装绝热壳体承压限位组件；
S3、在加压条件下注射绝热胶料或注压绝热材料；
S4、绝热材料成型后，脱出限位锥体(6)，取出分瓣式组合模芯(5)各瓣体，脱开绝热壳体承压限位组件。
5.如权利要求4所述的固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工艺，其特征在于，
所述步骤S3中，采用5Mpa-20MPa的注射压力或注压压力将绝热材料连续注射或注压至绝热壳体与分瓣式组合模芯(5)之间的腔体中。
6.如权利要求4所述的固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工艺，其特征在于，
所述步骤S3之前还包括对绝热壳体与分瓣式组合模芯(5)之间的腔体抽真空的步骤。
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