CN114131959B - 一种火箭发动机壳体前封头成型方法、前封头及模具 - Google Patents

一种火箭发动机壳体前封头成型方法、前封头及模具 Download PDF

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Abstract

本申请涉及一种火箭发动机壳体前封头成型方法、前封头及模具，包括步骤：S1、将前接头放置在凹模2内；S2、将底层料片铺贴在所述前接头以及所述凹模的表面，并利用压机对底层料片热压成型，并形成底层；S3、将盖层料片铺贴在底层上；S4、将凸模与凹模合模，其中，所述凸模上具有一预设形状的凸部；S5、利用压机对合模后的盖层料片热压成型，并形成盖层，使得盖层的厚度为变厚度设计，变厚度盖层设计之后得到的盖层在点火之后，暴露的盖层能够分区域炭化、烧蚀，避免整体脱落，从而对固体火箭发动机点火燃烧后的燃烧室影响较小，点火任务更容易成功。

Description

一种火箭发动机壳体前封头成型方法、前封头及模具
技术领域
本申请涉及火箭发动机领域，特别涉及一种火箭发动机壳体前封头成型方法、前封头及模具。
背景技术
燃烧室壳体是发动机结构中的重要部件之一，它是装填固体推进剂的储箱，又是推进剂燃烧的场所，同时也是导弹弹体的组成部分。在满足发动机研制任务书要求的前提下，在发动机燃烧室壳体设计中，应在结构设计时考虑飞行试验时候的各种载荷要求，并保证前后舱段的可靠连接，提高导弹整体结构的可靠性。
在实际试验过程中发现，燃烧室壳体前盖层在燃烧时，盖层会同时暴露，然后炭化，最终极易造成整体的脱落。对发动机的内弹道性能极易产生不利的影响，从而导致点火任务结果偏差较大甚至失败。
发明内容
本申请实施例提供一种火箭发动机壳体前封头成型方法、前封头及模具，以解决相关技术中燃烧室壳体前盖层易导致点火任务结果偏差较大甚至失败的问题。
第一方面，提供了一种火箭发动机壳体前封头成型方法，其包括步骤：
将前接头放置在凹模内；
将底层料片铺贴在所述前接头以及所述凹模的表面，并利用压机对底层料片热压成型，并形成底层；
将盖层料片铺贴在底层上；
将凸模与凹模合模，其中，所述凸模上具有一预设形状的凸部；
利用压机对合模后的盖层料片热压成型，并形成盖层。
一些实施例中，所述凸部采用玻璃钢，所述玻璃钢粘贴在所述凸模的表面；
所述玻璃钢包括中心环状片体以及若干个瓣状体，若干个瓣状体以中心环状片体中心为圆心阵列分布，当凸模与凹模合模时，所述中心环状片体的圆心与所述前接头的圆心在同一竖直线上。
一些实施例中，形成底层之后，将盖层料片铺贴在底层上之前，还包括步骤：
在底层表面选择若干区域，作为预设区域；
在所述预设区域内粘贴脱模布。
一些实施例中，利用压机对合模后的盖层料片热压成型，并形成盖层之后，还包括步骤：
将盖层和底层分离直至盖层与底层之间的距离达到预设距离。
一些实施例中，将底层料片铺贴在所述前接头以及所述凹模的表面，并利用压机对底层料片热压成型，并形成底层，具体包括步骤：
将若干底层料片依次铺贴在在所述前接头以及所述凹模的表面；
利用压机多次按压铺贴好的底层料片，直至底层料片的气泡排完，对底层料片热压成型，并形成底层。
一些实施例中，利用压机多次按压铺贴好的底层料片，直至底层料片的气泡排完，对底层料片热压成型，并形成底层，具体包括步骤：
将凸模以不大于每小时20℃的升温速度升温到90℃；
利用压机多次按压铺贴好的底层料片，直至底层料片的气泡排完；
以第一预设时间段对底层料片进行第一阶段保温；
在将凸模以不大于每小时20℃的升温速度升温到135℃；
以第二预设时间段对底层料片进行第二阶段保温；
待保温结束后降温到60℃以下，并形成底层。
一些实施例中，将盖层料片铺贴在底层上，具体包括步骤：
将若干盖层料片依次铺贴在所述底层以及所述脱模布上；
将凸模以不大于每小时20℃的升温速度升温到90℃；
利用压机多次按压铺贴好的盖层料片，直至盖层料片的气泡排完；
以第三预设时间段对盖层料片进行第一阶段保温。
一些实施例中，利用压机对合模后的盖层料片热压成型，并形成盖层，具体包括步骤：
将凸模以不大于每小时20℃的升温速度升温到135℃；
以第四预设时间段对盖层料片进行第二阶段保温；
待保温结束后降温到60℃以下，并形成盖层。
第二方面，提供了一种前封头，采用上述的成型方法制造而成。
第三方面，提供了一种模具，包括：
凹模，所述凹模用以放置前接头以及底层料片；
凸模，所述凸模与所述凹模适配，所述凸模上具有一预设形状的凸部。
本申请实施例提供了一种火箭发动机壳体前封头成型方法、前封头及模具，由于在凸模上具有一预设形状的凸部，因此在盖层料片铺贴在底层上后，将凸模与凹模合模，因此，会在最后形成盖层的表面凹陷和预设形状一样的形状，使得盖层的厚度为变厚度设计，变厚度盖层设计之后得到的盖层在点火之后，暴露的盖层能够分区域炭化、烧蚀，避免整体脱落，从而对固体火箭发动机点火燃烧后的燃烧室影响较小，点火任务更容易成功。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例提供的模具工作状态下的截面图；
图2为本申请实施例提供的前封头的结构示意图。
图中：1、前接头；2、凹模；3、凸模；4、盖层。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
本申请实施例提供了一种火箭发动机壳体前封头成型方法、前封头及模具，其能解决相关技术中燃烧室壳体前盖层易导致点火任务结果偏差较大甚至失败的问题。
请参阅图1-2，本申请实施例提供了一种火箭发动机壳体前封头成型方法，其包括步骤：
将前接头1放置在凹模2内；
将底层料片铺贴在所述前接头1以及所述凹模2的表面，并利用压机对底层料片热压成型，并形成底层；
将盖层料片铺贴在底层上；
将凸模3与凹模2合模，其中，所述凸模3上具有一预设形状的凸部；
利用压机对合模后的盖层料片热压成型，并形成盖层。
申请人在实际试验过程中发现，燃烧室壳体前盖层在燃烧时，盖层会同时暴露，然后炭化，最终极易造成整体的脱落，申请人通过反复验证和试验，发现燃烧室壳体以及造成整体的脱落原因是，盖层的厚度一致，在燃烧室壳体前盖层在燃烧时，相同厚度的盖层会同时暴露，然后炭化，最终易造成整体的脱落。对发动机的内弹道性能极易产生不利的影响，从而导致点火任务结果偏差较大甚至失败。
为解决上述问题，本申请实施例提供了一种火箭发动机壳体前封头成型方法，其包括步骤：
S1、将前接头1放置在凹模2内；
S2、将底层料片铺贴在所述前接头1以及所述凹模2的表面，并利用压机对底层料片热压成型，并形成底层；
S3、将盖层料片铺贴在底层上；
S4、将凸模3与凹模2合模，其中，所述凸模3上具有一预设形状的凸部；
S5、利用压机对合模后的盖层料片热压成型，并形成盖层4。
由于在凸模3上具有一预设形状的凸部，因此在盖层料片铺贴在底层上后，将凸模3与凹模2合模，因此，会在最后形成盖层的表面凹陷和预设形状一样的形状，使得盖层4的厚度为变厚度设计，变厚度盖层设计之后得到的盖层4在点火之后，暴露的盖层4能够分区域炭化、烧蚀，避免整体脱落，从而对固体火箭发动机点火燃烧后的燃烧室影响较小，点火任务更容易成功。
参见图2，具体地，所述凸部采用玻璃钢，所述玻璃钢粘贴在所述凸模3的表面；
所述玻璃钢包括中心环状片体以及若干个瓣状体，若干个瓣状体以中心环状片体中心为圆心阵列分布，当凸模3与凹模2合模时，所述中心环状片体的圆心与所述前接头1的圆心在同一竖直线上。
整个玻璃钢的形状类似花瓣状，花瓣的数目与药翼的数目对上，本申请的实施例针对的是6翼药柱，通过象限对应，使得最后盖层4上的由于凸出的玻璃钢按压形成的花瓣形凹槽与药柱的药翼对上。
月牙区域比周边区域薄0.8mm，花瓣区域比周边区域薄0.5mm，这个值是考虑了剩余厚度的抗烧蚀能力及暴露时间，且形状的大小考虑到了推进剂燃面退移的影响
进一步地参阅图2，通过上述步骤得到的前封头，其包括两部分的凹陷区域，两部分的凹陷区域是隔开的，最外层的凹陷区域呈月牙状，并且符合药柱的燃烧面设计，由于药柱的燃烧面是从中心往外慢慢燃烧，当推到上边时，药柱燃面变成月牙状，由于凹陷区域和周围厚度不一致，因此在燃烧时，会分块落掉下，避免整体脱落。
需要理解的是，应当保证凹陷区域与药柱的翼对应上，若对应偏了，燃烧后会形成附加燃面，会导致点火直接失败，因此玻璃钢的形状是根据药柱的燃烧面设计的。
进一步地，形成底层之后，将盖层料片铺贴在底层上之前，还包括步骤：
在底层表面选择若干区域，作为预设区域；
在所述预设区域内粘贴脱模布。
在步骤S2中，还包括一个中间模具，在底层料片铺贴好后，通过中间模具和凸模3放置在压机上，并利用压机对底层料片热压成型，并形成底层。其中中间模具主要起着对底层成型的作用。
脱模布的设置，可以在成型后前封头底层表面部分区域粘贴脱模布，使得底层和盖层4之间存在人工脱粘区域，用于释放药柱固化过程中产生的部分应力。
进一步地，利用压机对合模后的盖层料片热压成型，并形成盖层之后，还包括步骤：
将盖层4和底层分离直至盖层与底层之间的距离达到预设距离。
在具体实施阶段的过程中，可以通过用户撕拉的作用或者通过机械撕拉的作用，将盖层4和底层粘结脱模布的分离开来，由于盖层4和底层在边缘处留有90-100mm空间是不粘贴脱模布的，因此此处为粘贴区，无法将盖层4和底层分离开来，因此会在中间的位置形成空腔，来提高吸收应力的能力，此应力一般来源于药柱的变化产生的应力。
具体地，在步骤S2中，将底层料片铺贴在所述前接头1以及所述凹模2的表面，并利用压机对底层料片热压成型，并形成底层，具体包括步骤：
S20、将若干底层料片依次铺贴在在所述前接头1以及所述凹模2的表面；
S21、利用压机多次按压铺贴好的底层料片，直至底层料片的气泡排完，对底层料片热压成型，并形成底层。
在步骤S20中，在铺贴底层料片时，在考虑溢胶量等因素的情况下，依据下料软件对绝热料片进行设计与切割，之后使用乙酸乙酯对料片进行清洗，保证料片的洁净度；其次，进行料片的铺叠时，超过2mm的料片需要进行倒角处理，料片搭接边需要错开60mm以上，搭接边宽度要控制在10-15mm，为了防止最终产品出现接近的缺陷。
具体地，在步骤S21中，对底层料片热压成型，并形成底层，具体包括步骤：
S210、将凸模3以不大于每小时20℃的升温速度升温到90℃，起到一定的预热作用；
S211、利用压机多次按压铺贴好的底层料片，直至底层料片的气泡排完，此时温度不高，底层料片未融合在一起，分子之间的活动性变大，容易将气泡排出；
S212、以第一预设时间段对底层料片进行第一阶段保温；
S213、在将凸模3以不大于每小时20℃的升温速度升温到135℃；
S214、以第二预设时间段对底层料片进行第二阶段保温；
S215、待保温结束后降温到60℃以下，并形成底层。
更进一步地，在步骤S3中，将盖层料片铺贴在底层上，具体包括步骤：
S30、将若干盖层料片依次铺贴在所述底层以及所述脱模布上；
S31、将凸模3以不大于每小时20℃的升温速度升温到90℃；
S32、利用压机多次按压铺贴好的盖层料片，直至盖层料片的气泡排完；
S33、以第三预设时间段对盖层料片进行第一阶段保温。
在底层料片以及盖层料片铺贴过程中，每铺贴一层都需要进行抽真空处理，保证料片压实，避免料片在融合成型的阶段由于存在气体，导致融合失败，产品报废。
更进一步地，在步骤S5中，利用压机对合模后的盖层料片热压成型，并形成盖层4，具体包括步骤：
S50、将凸模3以不大于每小时20℃的升温速度升温到135℃；
S51、以第四预设时间段对盖层料片进行第二阶段保温；
S52、待保温结束后降温到60℃以下，并形成盖层4。
此温度速率为了保证料片的充分融合。
在本申请实施例还提供了一种前封头，采用上述的成型方法制造而成，由于通过步骤：
S1、将前接头1放置在凹模2内；
S2、将底层料片铺贴在所述前接头1以及所述凹模2的表面，并利用压机对底层料片热压成型，并形成底层；
S3、将盖层料片铺贴在底层上；
S4、将凸模3与凹模2合模，其中，所述凸模3上具有一预设形状的凸部；
S5、利用压机对合模后的盖层料片热压成型，并形成盖层4。
最终形成前封头，因此前封头上具有与预设形状的凸部相适配的预设形状的凹部，使得该前封头中的盖层4的厚度为变厚度设计，变厚度盖层设计之后得到的盖层4在点火之后，暴露的盖层4能够分区域炭化、烧蚀，避免整体脱落，从而对固体火箭发动机点火燃烧后的燃烧室影响较小，点火任务更容易成功。
本申请实施例还提供了一种模具，包括：
凹模2，所述凹模用以放置前接头1以及底层料片；
凸模3，所述凸模3与所述凹模2适配，所述凸模3上具有一预设形状的凸部。
该凸部采用玻璃钢，所述玻璃钢粘贴在所述凸模3的表面。
该凸部还可以与凸模3为一体结构。
本申请实施例提供了一种火箭发动机壳体前封头成型方法、前封头及模具，由于在凸模上具有一预设形状的凸部，因此在盖层料片铺贴在底层上后，将凸模与凹模合模，因此，会在最后形成盖层的表面凹陷和预设形状一样的形状，使得盖层的厚度为变厚度设计，变厚度盖层设计之后得到的盖层在点火之后，暴露的盖层能够分区域炭化、烧蚀，避免整体脱落，从而对固体火箭发动机点火燃烧后的燃烧室影响较小，点火任务更容易成功。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (7)

1.一种火箭发动机壳体前封头成型方法，其特征在于，其包括步骤：
将前接头(1)放置在凹模(2)内；
将底层料片铺贴在所述前接头(1)以及所述凹模(2)的表面，并利用压机对底层料片热压成型，并形成底层；
将盖层料片铺贴在底层上；
将凸模(3)与凹模(2)合模，其中，所述凸模(3)上具有一预设形状的凸部；
利用压机对合模后的盖层料片热压成型，并形成盖层(4)；
所述凸部采用玻璃钢，所述玻璃钢粘贴在所述凸模(3)的表面，整个玻璃钢的形状为花瓣状，花瓣的数目与药翼的数目对上；
所述玻璃钢包括中心环状片体以及若干个瓣状体，若干个瓣状体以中心环状片体中心为圆心阵列分布，当凸模(3)与凹模(2)合模时，所述中心环状片体的圆心与所述前接头(1)的圆心在同一竖直线上；
形成底层之后，将盖层料片铺贴在底层上之前，还包括步骤：
在底层表面选择若干区域，作为预设区域；
在所述预设区域内粘贴脱模布；
利用压机对合模后的盖层料片热压成型，并形成盖层(4)之后，还包括步骤：
将盖层(4)和底层分离直至盖层(4)与底层之间的距离达到预设距离。
2.如权利要求1所述的火箭发动机壳体前封头成型方法，其特征在于：
将底层料片铺贴在所述前接头(1)以及所述凹模(2)的表面，并利用压机对底层料片热压成型，并形成底层，具体包括步骤：
将若干底层料片依次铺贴在所述前接头(1)以及所述凹模(2)的表面；
利用压机多次按压铺贴好的底层料片，直至底层料片的气泡排完，对底层料片热压成型，并形成底层。
3.如权利要求2所述的火箭发动机壳体前封头成型方法，其特征在于：
利用压机多次按压铺贴好的底层料片，直至底层料片的气泡排完，对底层料片热压成型，并形成底层，具体包括步骤：
将凸模(3)以不大于每小时20℃的升温速度升温到90℃；
利用压机多次按压铺贴好的底层料片，直至底层料片的气泡排完；
以第一预设时间段对底层料片进行第一阶段保温；
在将凸模(3)以不大于每小时20℃的升温速度升温到135℃；
以第二预设时间段对底层料片进行第二阶段保温；
待保温结束后降温到60℃以下，并形成底层。
4.如权利要求1所述的火箭发动机壳体前封头成型方法，其特征在于：
将盖层料片铺贴在底层上，具体包括步骤：
将若干盖层料片依次铺贴在所述底层以及所述脱模布上；
将凸模(3)以不大于每小时20℃的升温速度升温到90℃；
利用压机多次按压铺贴好的盖层料片，直至盖层料片的气泡排完；
以第三预设时间段对盖层料片进行第一阶段保温。
5.如权利要求1所述的火箭发动机壳体前封头成型方法，其特征在于：
利用压机对合模后的盖层料片热压成型，并形成盖层(4)，具体包括步骤：
将凸模(3)以不大于每小时20℃的升温速度升温到135℃；
以第四预设时间段对盖层料片进行第二阶段保温；
待保温结束后降温到60℃以下，并形成盖层(4)。
6.一种前封头，其特征在于，采用如权利要求1所述的成型方法制造而成。
7.一种模具，其特征在于，其用于如权利要求6所述的前封头的成型，其包括：
凹模(2)，所述凹模用以放置前接头(1)以及底层料片；
凸模(3)，所述凸模(3)与所述凹模(2)适配，所述凸模(3)上具有一预设形状的凸部。
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