CN112377326A - 固体火箭发动机多环槽药型机械式成形芯模 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种固体火箭发动机多环槽药型机械式成形芯模，筒段伞盘固定作动筒侧壁环向均布若干通孔，通孔内安装有锁舌，作动筒中心设有转轴，转动轴旋转，将锁舌从通孔中推出，固定伞盘；翼槽伞盘固定作动筒在筒段伞盘固定作动筒的侧壁增加环向均布的若干轴向凸起；主芯模和筒段伞盘固定作动筒同轴交替连接后连接翼槽伞盘固定作动筒，且筒段伞盘固定作动筒的转轴和翼槽伞盘固定作动筒的转轴固连。本发明在保证装填分数的前提下实现多环槽预埋可消融装置成型，减少了工装重复安装和拆卸，提高了工作效率。

Description

固体火箭发动机多环槽药型机械式成形芯模

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机技术，尤其是一种装药成型技术。

背景技术

固体火箭发动机的工作环境比较苛刻，对发动机的温度适应性要求比较宽，且性能要求比较高，需要高装填的装药结构设计，高装填的装药结构应力一般会比较大，高装填装药应力释放结构成为发动机的关键技术。采用径向形槽装药结构，可以实现发动机结构的成型。

国外对径向环形槽装药结构的应用较早，相应的技术比较成熟，国外采用应力释放槽药型的发动机有美国TU-780发动机、AIM-120发动机和RAM导弹发动机，国外的径向环形槽结构主要通过三种途径：(1)机械加工，采用可伸缩车刀装置，采用车削的方式，在推进剂内部车削成型环槽；(2)预埋可消融装置，在推进剂中预先埋入可烧蚀材料制作而成的伞盘，与推进剂凝固后结成一体，推进剂燃烧时一同燃烧；(3)预埋可拆卸装置，通过可拆卸伞盘结构等装置，在推进剂凝固后，将伞盘拆卸后取出，成型环槽。

国内受到工艺水平、推进剂材料的限制，国内目前成型以单环槽为主。采用可消融伞盘结构，通过将可烧蚀材料制作成的伞盘固定在浇药工装上，随推进剂浇筑时凝固成一体，通过拆卸浇药芯摸，实现单环槽的成型。成型过程中使用的芯摸为可拆卸芯摸，可拆卸芯摸一端为螺纹，通过其将套管固定在芯摸的芯轴上，通过套管和芯轴将可消融伞盘固定，保证药浆浇入的时候，可消融伞盘不发生位置上的变化。药浆凝固后，套管从一端抽出，芯轴从另一端抽出，从而实现单环槽的成型。

同时，也采用可变形结构成型芯模成型多环槽药型，通过可变型结构固定伞盘，芯模上同时固定多个伞盘，当达到固化温度时，变形结构变形送扣，与伞盘脱开，抽出芯模，成型多环槽药型。

国内外各成型工艺优点：(1)机械加工成型采用车削成型的方式，成型面结构尺寸、位置和环槽数量可任意调整；(2)预埋可消融装置的成型单环槽速度快，成型工装结构简单；(3)预埋可拆卸装置可成型多环槽结构；(4)可变型结构成形芯模能够一次成形多个环槽，工作效率高，无需反复拆卸。各成型工艺缺点：(1)机械加工成型的成型刀具结构复杂，故障率高，并且推进剂车削加工过程中，容易使推进剂摩擦生热，引燃推进剂；(2)预埋可消融装置的缺点是只能成型单环槽，无法成型多环槽结构；(3)预埋可消融拆卸装置的成型工装结构复杂，每次先安装，推进剂凝固后拆卸装置，工作效率低；(4)采用可变形结构成型多环槽结构，可变型结构采用形状记忆合金材料，重复工作次数取决于形状记忆合金材料性能，可靠性低，重复使用次数受限制多。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种固体火箭发动机多环槽药型机械式成形芯模，使装药结构在保证装填分数的前提下，优化工艺过程，采用预埋可消融装置组合芯摸，实现多环槽预埋可消融装置成型，减少了工装重复安装和拆卸，提高了工作效率。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种固体火箭发动机多环槽药型机械式成形芯模，包括主芯模、若干个伞盘和若干个作动筒。

所述的作动筒包括筒段伞盘固定作动筒和翼槽伞盘固定作动筒；所述的筒段伞盘固定作动筒为筒状结构，侧壁环向均布若干通孔，通孔内安装有锁舌，作动筒中心设有转轴，转轴侧壁有对应锁舌的若干凸起，转动轴旋转，将锁舌从通孔中推出，固定伞盘；所述的翼槽伞盘固定作动筒为筒状结构，侧壁环向均布若干通孔，通孔内安装有锁舌，侧壁环向均布若干轴向凸起，作动筒中心设有转轴，转轴侧壁有对应锁舌的若干凸起，转动轴旋转，将锁舌从通孔中推出，固定伞盘；所述的主芯模和筒段伞盘固定作动筒同轴交替连接后连接翼槽伞盘固定作动筒，且筒段伞盘固定作动筒的转轴和翼槽伞盘固定作动筒的转轴固连。

所述的锁舌顶端与伞盘内侧的卡槽配合，固定伞盘。

所述的伞盘采用可消融预埋件。

本发明的有益效果是：

1)预埋件为可消融装置，无需进行车削等机械加工操作，没有引燃推进剂的危险；

2)可一次成型多个预埋可消融装置，成型多个伞盘；

3)组合芯模一次安装后，可重复使用多次，无需拆装，节省时间、提高效率。

该成型技术也可推广到其他固体火箭发动机，作为高装填径向环形槽装药结构成型的一种手段。

附图说明

图1是机械式组合芯模结构图；

图2是中段作动筒结构图；

图3是锁舌结构图；

图4是末段作动筒结构图；

图中，1-主芯模，2-伞盘，3-筒段伞盘固定作动筒，4-翼槽伞盘固定作动筒，5-锁舌，6-外壳，7-转动轴。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。

针对径向环形槽装药结构成型技术严重缺乏，本发明提供了一种径向多环形槽装药结构的成型技术，能够成型径向环形槽装药结构，在现有工艺实施条件下，提高了生产效率。

本发明提供的机械式组合芯摸由主芯模、多个伞盘和多个作动筒组成。作动筒分为两类，分别是筒段伞盘固定作动筒和翼槽伞盘固定作动筒。

机械式组合芯模安装时根据需要，将主芯模、作动筒3、作动筒4交替串联连接，并将各段中传动轴连接，采用螺钉将各段紧固连接，组装成机械式组合芯模。

作动筒3为伞盘固定装置，在固体火箭发动机装药圆管段成形伞盘，作动筒3中间分布6个锁舌，尾端设置有转动轴，转动轴转动一定角度，锁舌伸出固定伞盘。浇铸推进剂后，转动轴反向转动时，锁舌收回，芯模与伞盘脱开，芯模脱模。

作动筒4为伞盘固定装置，在固体火箭发动机翼槽处成形伞盘，作动筒4头部分布4～7个锁舌，尾端设置有转动轴，转动轴转动一定角度，锁舌伸出固定伞盘。浇铸推进剂后，转动轴反向转动时，锁舌收回，芯模与伞盘脱开，芯模脱模。

实现发明的技术工艺过程为：

1)安装多环槽成型芯摸，一种环槽药型结构成型组合芯模包括主芯模、多个伞盘和多个作动筒组成。作动筒安装在主芯模对应的环槽位置上，作动筒卡舌顶端卡在伞盘内侧的卡槽内。伞盘套接在主芯模上，将套管从另一侧套接在主芯模上，使用固定螺母将套管与主芯模固定可靠。

2)将多环槽成型芯摸装入固体火箭发动机燃烧室壳体，推进剂浇入燃烧室壳体，并将其移入烘干工房内。

3)将烘干房内温度上升至60℃～70℃，推进剂固化后，扭转芯模尾部板手可直接从主芯模大端抽出整根芯模。

4)多环槽芯摸抽出温度为60℃～70℃时，在同样的位置安装伞盘，扭动板手，卡舌恢复至原始状态，卡紧伞盘中，可进行下发推进剂浇铸。

如图1所示，本发明基于机械式组合芯模，包括主芯模1、伞盘2、作动筒3和作动筒4。伞盘2套接在作动筒3和作动筒4上，将各个主芯模和作动筒用螺栓连接。

如图2所示，所述的作动筒3包括锁舌1、外壳2和转动轴3。转动轴3沿逆时针方向转动，锁舌1收回，芯模与伞盘脱开。

本发明基于作动筒3中的锁舌1，结构包括但不限于图3所示的结构，与其功能类似的锁舌结构均在本发明保护范围内。

如图4所示，所述的作动筒4包括外壳1，锁舌2，外壳3和转动轴4。转动轴4逆时针旋转，锁舌2收回，伞盘松扣。

本实施实例中，将主芯模1、作动筒3和作动筒4交替安装好之后，扭转作动筒4尾部板手，使作动筒3和作动筒4卡舌收缩。安装伞盘2，套接在作动筒3和作动筒4的卡舌部位，扭转板手，固定伞盘，发动机浇药固化后，扭转板手，作动筒3和作动筒4的锁舌收缩，抽出装药芯模。

Claims (3)

1.一种固体火箭发动机多环槽药型机械式成形芯模，包括主芯模、若干个伞盘和若干个作动筒，其特征在于，所述的作动筒包括筒段伞盘固定作动筒和翼槽伞盘固定作动筒；所述的筒段伞盘固定作动筒为筒状结构，侧壁环向均布若干通孔，通孔内安装有锁舌，作动筒中心设有转轴，转轴侧壁有对应锁舌的若干凸起，转动轴旋转，将锁舌从通孔中推出，固定伞盘；所述的翼槽伞盘固定作动筒为筒状结构，侧壁环向均布若干通孔，通孔内安装有锁舌，侧壁环向均布若干轴向凸起，作动筒中心设有转轴，转轴侧壁有对应锁舌的若干凸起，转动轴旋转，将锁舌从通孔中推出，固定伞盘；所述的主芯模和筒段伞盘固定作动筒同轴交替连接后连接翼槽伞盘固定作动筒，且筒段伞盘固定作动筒的转轴和翼槽伞盘固定作动筒的转轴固连。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机多环槽药型机械式成形芯模，其特征在于，所述的锁舌顶端与伞盘内侧的卡槽配合，固定伞盘。

3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机多环槽药型机械式成形芯模，其特征在于，所述的伞盘采用可消融预埋件。

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