CN117469054B - 一种固体火箭发动机喷管堵盖及其成型、粘接方法 - Google Patents
一种固体火箭发动机喷管堵盖及其成型、粘接方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN117469054B CN117469054B CN202311802992.5A CN202311802992A CN117469054B CN 117469054 B CN117469054 B CN 117469054B CN 202311802992 A CN202311802992 A CN 202311802992A CN 117469054 B CN117469054 B CN 117469054B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- grooves
- blanking cover
- rocket engine
- groove
- bonding
- 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
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 239000007787 solid Substances 0.000 title claims abstract description 25
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 title claims abstract description 12
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 10
- 238000000748 compression moulding Methods 0.000 claims description 22
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 22
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims description 16
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims description 10
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims description 10
- 239000004793 Polystyrene Substances 0.000 claims description 9
- 239000011324 bead Substances 0.000 claims description 9
- 229920002223 polystyrene Polymers 0.000 claims description 9
- 239000012778 molding material Substances 0.000 claims description 8
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 claims description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 6
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 claims description 6
- 238000005488 sandblasting Methods 0.000 claims description 6
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 5
- 230000000630 rising effect Effects 0.000 claims description 5
- 239000010445 mica Substances 0.000 claims description 3
- 229910052618 mica group Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims description 3
- 238000005303 weighing Methods 0.000 claims description 3
- 239000012634 fragment Substances 0.000 abstract description 6
- 239000002131 composite material Substances 0.000 abstract description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 3
- 239000004033 plastic Substances 0.000 abstract description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 27
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 16
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 3
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- LFQSCWFLJHTTHZ-UHFFFAOYSA-N Ethanol Chemical compound CCO LFQSCWFLJHTTHZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000032683 aging Effects 0.000 description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 238000012827 research and development Methods 0.000 description 2
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 229920002943 EPDM rubber Polymers 0.000 description 1
- 244000137852 Petrea volubilis Species 0.000 description 1
- 239000006004 Quartz sand Substances 0.000 description 1
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000005187 foaming Methods 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 238000004321 preservation Methods 0.000 description 1
- 238000007790 scraping Methods 0.000 description 1
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
- F02K9/97—Rocket nozzles
- F02K9/978—Closures for nozzles; Nozzles comprising ejectable or discardable elements
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C43/00—Compression moulding, i.e. applying external pressure to flow the moulding material; Apparatus therefor
- B29C43/02—Compression moulding, i.e. applying external pressure to flow the moulding material; Apparatus therefor of articles of definite length, i.e. discrete articles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C43/00—Compression moulding, i.e. applying external pressure to flow the moulding material; Apparatus therefor
- B29C43/32—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations
- B29C43/58—Measuring, controlling or regulating
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
- B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
- B29C65/52—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the way of applying the adhesive
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
- B29C66/02—Preparation of the material, in the area to be joined, prior to joining or welding
- B29C66/022—Mechanical pre-treatments, e.g. reshaping
- B29C66/0224—Mechanical pre-treatments, e.g. reshaping with removal of material
- B29C66/02245—Abrading, e.g. grinding, sanding, sandblasting or scraping
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C69/00—Combinations of shaping techniques not provided for in a single one of main groups B29C39/00 - B29C67/00, e.g. associations of moulding and joining techniques; Apparatus therefore
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C43/00—Compression moulding, i.e. applying external pressure to flow the moulding material; Apparatus therefor
- B29C43/32—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations
- B29C43/58—Measuring, controlling or regulating
- B29C2043/5816—Measuring, controlling or regulating temperature
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
Abstract
本发明涉及一种固体火箭发动机喷管堵盖及其成型、粘接方法，属于火箭发动机堵盖结构设计技术领域，堵盖安装在喷管扩张段内部，堵盖包括封堵部和粘接部，封堵部为球冠结构，封堵部的凸球面上分别设置有若干环状破口槽和若干弧形破口槽，弧形破口槽从封堵部的中部向边缘延伸，若干弧形破口槽将若干环状破口槽分割成多个破槽块；粘接部设置在封堵部的凸球面靠近边缘处；该堵盖具有轻质高强特点，可满足5MPa的燃气冲击弹射，且正向打开压强不低于2MPa，打开碎片单块质量可控，成型技术简单，产品质量稳定，相比硬质塑料或者复合材料类型的堵盖在同等使用条件下，重量减少了至少2倍，成本降低了3倍以上，且堵盖打开一致性和可靠性较高。
Description
技术领域
本发明涉及一种固体火箭发动机喷管堵盖及其成型、粘接方法，属于火箭发动机堵盖结构设计技术领域。
背景技术
目前堵盖材料以铝合金等金属和三元乙丙等橡胶为主，其中铝合金为开槽式堵盖，打开时槽底结构先破坏然后平板整体飞出，具有打开压强稳定、精度高的优点，在大量发动机有应用，但存在有飞出物的缺陷；橡胶堵盖为碗装结构，打开压强由绸布层数控制，堵盖打开时预破坏层撕裂，具有无飞出物、打开压强稳定的优点，但是老化问题严重，另外橡胶堵盖不适用于弹射环境。
随着新型武器装备的研究开发、对堵盖有无飞出物或大片飞出物、打开压强精度高和技术成熟度高等要求。而现有的金属堵盖有大片飞出物，橡胶堵盖打开压强精度不高，老化问题严重，无法满足新型武器装备的研究开发要求。
有鉴于此，本发明提供一种高密度轻质耐反向冲击压力和高打开压强的新型堵盖及其成型方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机喷管堵盖及其成型、粘接方法，以解决现有技术中所提到的技术问题。
一种固体火箭发动机喷管堵盖，所述堵盖安装在喷管扩张段内部，所述堵盖包括：
封堵部，所述封堵部为球冠结构，所述封堵部的凸球面上分别设置有若干环状破口槽和若干弧形破口槽，所述弧形破口槽从所述封堵部的中部向边缘延伸，若干所述弧形破口槽将若干所述环状破口槽分割成多个破槽块；
粘接部，所述粘接部设置在所述封堵部的凸球面靠近边缘处，所述粘接部为锥形环状结构，所述粘接部的小尺寸端与所述封堵部的凸球面连接形成凹槽。
可选地，所述环状破口槽设置有3-5环，且多环所述环状破口槽的圆心与所述封堵部的球面中心位于同一中心轴线上；
所述弧形破口槽与所述封堵部的半径在球面上的投影相重合。
可选地，所述弧形破口槽分为短槽和长槽，所述长槽连通所有所述环状破口槽，所述短槽连通部分所述环状破口槽，所述短槽和所述长槽间隔设置。
可选地，相邻两个所述弧形破口槽之间的夹角设置为10°-30°。
可选地，所述环状破口槽和所述弧形破口槽的槽深相同，且所述环状破口槽和所述弧形破口槽的槽深均为1.3-1.7mm。
可选地，所述堵盖采用聚苯乙烯珠粒材料。
一种固体火箭发动机喷管堵盖的成型方法，利用该成型方法制备上述所述的堵盖，所述成型方法包括以下步骤：
S1、按照所述堵盖的设计密度，称取成型材料；
S2、将所述成型材料填装至压制成型模具内进行热处理，然后降温至室温进行脱模，得到所述堵盖。
可选地，所述S2中，所述热处理，包括：
S2-01、对所述压制成型模具进行加热升温至55-65℃，然后保温0.8-1.2h；
S2-02、继续对所述压制成型模具加热升温至115-125℃，然后保温1-3h；
S2-03、对所述压制成型模具降温至55-65℃，然后保温22-26h。
可选地，所述S2-01和所述S2-02中升温速率为1-1.5℃/min。
一种固体火箭发动机喷管堵盖的粘接方法，利用该粘接方法粘接上述所述的堵盖，所述粘接方法包括以下步骤：
1）、对所述堵盖与喷管扩张段的粘接面进行喷砂处理；
2）、配制室温固化环氧树脂，并向所述室温固化环氧树脂内添加云母粉制成胶粘剂，然后利用所述胶粘剂将所述堵盖粘接在所述喷管扩张段上；
3）、所述堵盖粘接在所述喷管扩张段上后室温固化10-14h。
本发明能产生的有益效果包括：
本发明所提供的固体火箭发动机喷管堵盖，具有轻质高强特点，可满足5MPa的燃气冲击弹射，且正向打开压强不低于2MPa，打开碎片单块质量可控，成型技术简单，产品质量稳定，相比硬质塑料或者复合材料类型的堵盖在同等使用条件下，重量减少了至少2倍，成本降低了3倍以上，且堵盖打开一致性和可靠性较高。
附图说明
图1为本发明一种固体火箭发动机喷管堵盖实施方式中实施例一的结构示意图；
图2为本发明中图1的正面结构示意图；
图3为本发明中图2的A-A处剖视图；
图4为本发明中图2的B-B处剖视图；
图5为本发明中图1的堵盖处于测试状态的结构示意图；
图6为本发明一种固体火箭发动机喷管堵盖实施方式中实施例二的结构示意图；
图7为本发明一种固体火箭发动机喷管堵盖的成型方法的流程图；
图8为本发明一种固体火箭发动机喷管堵盖的粘接方法的流程图；
图中：1、堵盖；2、封堵部；3、粘接部；4、环状破口槽；5、弧形破口槽；6、破槽块；7、模拟试验器；8、正向打开连接口；9、反向打开连接口；10、喷管扩张段。
具体实施方式
下面结合实施例详述本发明，但本发明并不局限于这些实施例。
实施例1：
如图1-图5所示，本发明提供一种固体火箭发动机喷管堵盖1，堵盖1安装在喷管扩张段10内部，堵盖1包括封堵部2和粘接部3，封堵部2和粘接部3通过浇注一体成型；封堵部2为球冠结构，封堵部2的凸球面上分别开设有若干环状破口槽4和若干弧形破口槽5，弧形破口槽5从封堵部2的中部向边缘延伸，若干弧形破口槽5将若干环状破口槽4分割成多个破槽块6；粘接部3设置在封堵部2的凸球面靠近边缘处，粘接部3为锥形环状结构，粘接部3的小尺寸端与封堵部2的凸球面连接形成凹槽。
在上述中，球冠结构设计是针对该类型火箭产品发射时需要借助燃气发生器产生高压弹射出去，球冠结构较平面结构有着较大的受力面积，可以有效地分解受到的压力，确保堵盖结构的安全可靠性。
堵盖设计开口槽的目的是确保堵盖受正压打开时能够尽可能的沿着预制的坡口方向分裂，避免产生较大质量的碎块在受压飞出时碰撞到发动机尾部其他部件，影响其正常工作。
进一步地，环状破口槽4设置有4环，且4环环状破口槽4的圆心与封堵部2的球面中心位于同一中心轴线上；弧形破口槽5与封堵部2的半径在球面上的投影相重合。
本实施例中，弧形破口槽5分为短槽和长槽，长槽连通所有环状破口槽4，短槽连通部分环状破口槽4，短槽和长槽间隔设置；其中相邻两个弧形破口槽5之间的夹角设置为，环状破口槽4和弧形破口槽5的槽深相同，且环状破口槽4和弧形破口槽5的槽深均为1.5mm。
进一步地，堵盖1采用聚苯乙烯珠粒材料。
如图7所示，本发明还提供一种固体火箭发动机喷管堵盖的成型方法，利用该成型方法制备上述的堵盖1，成型方法包括以下步骤：
步骤一、按照堵盖1的设计密度，称取成型材料，并将称取后的成型材料放入加热设备（采用烘箱）内加热6h进行预处理，加热温度为60℃。
步骤二、将预处理后的成型材料填装至压制成型模具内进行热处理，使得内部填装的成型材料进行发泡成型，然后降温至室温进行脱模，得到堵盖1；其中热处理包括：首先对压制成型模具进行加热升温至60℃，保温1h；再继续对压制成型模具加热升温至120℃，保温2h；最后对压制成型模具降温至60℃，保温24h后，其中，升温速率为1℃/min。
具体的，在本实施例中，堵盖1采用聚苯乙烯珠粒材料，堵盖1的密度为0.62g/cm3-0.68g/cm3，使得堵盖1的反向承压不小于4MPa，堵盖1的正向打开压强不小于1.5MPa，然后根据堵盖1的相应设计密度称取130g聚苯乙烯珠粒制备堵盖1，其中，破槽块6的数量设置为45块，且每块破槽块6的质量不大于10g，粘接部3的长度为35mm，封堵部2的厚度为8mm，环状破口槽4和弧形破口槽5的槽深相同，且环状破口槽4和弧形破口槽5的槽深均为1.5mm。
具体的，在填装聚苯乙烯珠粒前，需要先将压制成型模具内部清理干净，再将热处理后的聚苯乙烯珠粒全部填装至压制成型模具内，并对压制成型模具进行锁死，避免压制成型模具的上下模有压制间隙，在整个成型过程中防止上下模活动；并且，堵盖1制备成型后，将堵盖1放置在60℃条件下保温24h进行热处理，用于消除堵盖1的内应力，提高堵盖1的结构强度。
需要说明的是：本实施例中，堵盖1制取完成后，需要对堵盖1进行检验，判断堵盖1是否合格；若堵盖1外观完整无缺料、质地均匀、无过热流痕现象、表面光滑、以及尺寸和重量合格，则堵盖1为合格品，否则堵盖1为不合格品。
如图8所示，本发明还提供一种固体火箭发动机喷管堵盖的粘接方法，利用该粘接方法粘接上述制备合格的堵盖1，粘接方法包括以下步骤：
1）、对堵盖1与喷管扩张段10的粘接面进行喷砂处理；其中，喷管扩张段10采用碳钎维制成；喷砂采用16目的棕刚玉或石英砂，喷砂气压为0.3 MPa，等喷砂结束后分别对堵盖1和喷管扩张段10表面进行除尘，并用酒精对粘接面进行清洗后晾干；
2）、配制室温固化环氧树脂，并向室温固化环氧树脂内添加云母粉制成胶粘剂，然后利用胶粘剂将堵盖1粘接在喷管扩张段10上；
3）、堵盖1粘接在喷管扩张段10上后室温固化12h。
本实施例中还提供一种模拟试验器7，用于测试堵盖1的性能参数，在测试前，首先根据堵盖1结构设计模拟试验器7，然后将模拟试验器7与喷管扩张段10的粘接面采用粗砂纸进行打磨处理，再用酒精对模拟试验器7与喷管扩张段10的粘接面分别进行清洗后晾干；然后将配制好的胶粘剂刮涂在堵盖1、喷管扩张段10和模拟试验器7的粘接面上，接着将模拟试验器7大端朝上竖直放置在水平工作台上，再将粘接有喷管扩张段10的堵盖1放入模拟试验器7的粘接位置，并用手压紧堵盖1沿顺时针旋转1圈～2圈，然后清理溢出的多余胶粘剂，最后放置加压辅助工装于堵盖1上表面，对堵盖1进行固定，再将模拟试验器7和堵盖1粘接后室温固化12h，使得胶粘剂凝固，然后对堵盖1和模拟试验器7的粘接部位进行气密性检验，设定气密试验气压为0.5MPa，并在检验过程中保压30s，若无压降则说明粘接密封合格，然后分别对堵盖1进行正向和反向试验，其中：
反向试验：将模拟试验器7的反向打开连接口9连接至气体压力试验台，设定试验压力值为5MPa，并在检验过程中保压10s，若试验结果满足测试要求，则说明反向承压合格。
正向试验：将模拟试验器7的正向打开连接口8连接至气体压力试验台，并在模拟试验器7位于堵盖1飞出的一侧用软质袋缓冲，然后在压强条件为2.3MPa下进行试验，得到试验结果为：收集碎片数量18个，最大单块质量为6g，满足设计要求。
实施例2：
本实施例与实施例1的不同之处在于：环状破口槽4设置有3环，相邻两个弧形破口槽5之间的夹角设置为10°，且环状破口槽4和弧形破口槽5的槽深均为1.3mm。
在制备堵盖1时，热处理包括：首先对压制成型模具进行加热升温至55℃，保温1.2h；再继续对压制成型模具加热升温至115℃，保温3h；最后对压制成型模具降温至55℃，保温26h后，其中，升温速率约为1.1℃/min。
在本实施例中，如图6所示，堵盖1采用聚苯乙烯珠粒材料，堵盖1的密度为0.67g/cm3-0.73g/cm3，使得堵盖1的反向承压不小于5.5MPa，堵盖1的正向打开压强不小于3MPa，然后称取190g聚苯乙烯珠粒制备堵盖1，其中，每块破槽块6的质量不大于15g，粘接部3的长度为45mm，封堵部22的厚度为12mm。
作为本实施例的一种具体实施方式，对堵盖1进行反向试验时，将模拟试验器7的反向打开连接口9连接至气体压力试验台，设定试验压力值为5.5MPa，并在检验过程中保压10s，若试验结果满足测试要求，则说明反向承压合格。
作为本实施例的一种具体实施方式，对堵盖1进行正向试验时，将模拟试验器7的正向打开连接口8连接至气体压力试验台，并在模拟试验器7位于堵盖1飞出的一侧用软质袋缓冲，然后在压强条件为3.4MPa下进行试验，得到试验结果为：收集碎片数量16个，最大单块质量为11g，满足设计要求。
实施例3：
本实施例与实施例1的不同之处在于：环状破口槽4设置有5环，相邻两个弧形破口槽5之间的夹角设置为30°，且环状破口槽4和弧形破口槽5的槽深均为1.7mm；在制备堵盖1时，热处理包括：首先对压制成型模具进行加热升温至65℃，保温0.8h；再继续对压制成型模具加热升温至115℃，保温1h；最后对压制成型模具降温至55℃，保温22h后，其中，升温速率约为1.2℃/min。
本发明设计的固体火箭发动机喷管堵盖，具有轻质高强特点，可满足5MPa的燃气冲击弹射，且正向打开压强不低于2MPa，打开碎片单块质量可控，成型技术简单，产品质量稳定，相比硬质塑料或者复合材料类型的堵盖1在同等使用条件下，重量减少了至少2倍，成本降低了3倍以上，且堵盖1打开一致性和可靠性较高。
以上所述，仅是本发明的几个实施例，并非对本发明做任何形式的限制，虽然本发明以较佳实施例揭示如上，然而并非用以限制本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案的范围内，利用上述揭示的技术内容做出些许的变动或修饰均等同于等效实施案例，均属于技术方案范围内。
Claims (8)
1.一种固体火箭发动机喷管堵盖，所述堵盖（1）安装在喷管扩张段（10）内部，其特征在于，所述堵盖（1）包括：
封堵部（2），所述封堵部（2）为球冠结构，所述封堵部（2）的凸球面上分别设置有若干环状破口槽（4）和若干弧形破口槽（5），所述弧形破口槽（5）从所述封堵部（2）的中部向边缘延伸，若干所述弧形破口槽（5）将若干所述环状破口槽（4）分割成多个破槽块（6）；
粘接部（3），所述粘接部（3）设置在所述封堵部（2）的凸球面靠近边缘处，所述粘接部（3）为锥形环状结构，所述粘接部（3）的小尺寸端与所述封堵部（2）的凸球面连接形成凹槽；
所述弧形破口槽（5）分为短槽和长槽，所述长槽连通所有所述环状破口槽（4），所述短槽连通部分所述环状破口槽（4），所述短槽和所述长槽间隔设置；
所述堵盖（1）采用聚苯乙烯珠粒材料。
2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机喷管堵盖，其特征在于，所述环状破口槽（4）设置有3-5环，且多环所述环状破口槽（4）的圆心与所述封堵部（2）的球面中心位于同一中心轴线上；
所述弧形破口槽（5）与所述封堵部（2）的半径在球面上的投影相重合。
3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机喷管堵盖，其特征在于，相邻两个所述弧形破口槽（5）之间的夹角设置为10°-30°。
4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机喷管堵盖，其特征在于，所述环状破口槽（4）和所述弧形破口槽（5）的槽深相同，且所述环状破口槽（4）和所述弧形破口槽（5）的槽深均为1.3-1.7mm。
5.一种固体火箭发动机喷管堵盖的成型方法，其特征在于，利用该成型方法制备权利要求1-4任一项所述的堵盖（1），所述成型方法包括以下步骤：
S1、按照所述堵盖（1）的设计密度，称取成型材料；
S2、将所述成型材料填装至压制成型模具内进行热处理，然后降温至室温进行脱模，得到所述堵盖（1）。
6.根据权利要求5所述的一种固体火箭发动机喷管堵盖的成型方法，其特征在于，所述S2中，所述热处理，包括：
S2-01、对所述压制成型模具进行加热升温至55-65℃，然后保温0.8-1.2h；
S2-02、继续对所述压制成型模具加热升温至115-125℃，然后保温1-3h；
S2-03、对所述压制成型模具降温至55-65℃，然后保温22-26h。
7.根据权利要求6所述的一种固体火箭发动机喷管堵盖的成型方法，其特征在于，所述S2-01和所述S2-02中升温速率为1-1.5℃/min。
8.一种固体火箭发动机喷管堵盖的粘接方法，其特征在于，利用该粘接方法粘接权利要求1-4任一项所述的堵盖（1），所述粘接方法包括以下步骤：
1）、对所述堵盖（1）与喷管扩张段（10）的粘接面进行喷砂处理；
2）、配制室温固化环氧树脂，并向所述室温固化环氧树脂内添加云母粉制成胶粘剂，然后利用所述胶粘剂将所述堵盖（1）粘接在所述喷管扩张段（10）上；
3）、所述堵盖（1）粘接在所述喷管扩张段（10）上后室温固化10-14h。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311802992.5A CN117469054B (zh) | 2023-12-26 | 2023-12-26 | 一种固体火箭发动机喷管堵盖及其成型、粘接方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311802992.5A CN117469054B (zh) | 2023-12-26 | 2023-12-26 | 一种固体火箭发动机喷管堵盖及其成型、粘接方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117469054A CN117469054A (zh) | 2024-01-30 |
| CN117469054B true CN117469054B (zh) | 2024-03-12 |
Family
ID=89625911
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202311802992.5A Active CN117469054B (zh) | 2023-12-26 | 2023-12-26 | 一种固体火箭发动机喷管堵盖及其成型、粘接方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN117469054B (zh) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2434160C1 (ru) * | 2010-06-02 | 2011-11-20 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Фланец поворотного сопла ракетного двигателя из композиционных материалов и способ изготовления фланца поворотного сопла ракетного двигателя из композиционных материалов |
| CN107322246A (zh) * | 2017-08-23 | 2017-11-07 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺 |
| CN109458273A (zh) * | 2018-10-25 | 2019-03-12 | 西安长峰机电研究所 | 一种低附带损伤火箭发动机堵盖及其制造方法 |
| CN112895503A (zh) * | 2021-01-25 | 2021-06-04 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法 |
| CN113915030A (zh) * | 2021-09-14 | 2022-01-11 | 淮海工业集团有限公司 | 一种固体火箭发动机的堵盖结构 |
-
2023
- 2023-12-26 CN CN202311802992.5A patent/CN117469054B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2434160C1 (ru) * | 2010-06-02 | 2011-11-20 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Фланец поворотного сопла ракетного двигателя из композиционных материалов и способ изготовления фланца поворотного сопла ракетного двигателя из композиционных материалов |
| CN107322246A (zh) * | 2017-08-23 | 2017-11-07 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体火箭发动机大喷管粘接压配工艺 |
| CN109458273A (zh) * | 2018-10-25 | 2019-03-12 | 西安长峰机电研究所 | 一种低附带损伤火箭发动机堵盖及其制造方法 |
| CN112895503A (zh) * | 2021-01-25 | 2021-06-04 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法 |
| CN113915030A (zh) * | 2021-09-14 | 2022-01-11 | 淮海工业集团有限公司 | 一种固体火箭发动机的堵盖结构 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN117469054A (zh) | 2024-01-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10259169B2 (en) | Method of fastening structural metal reinforcement on a portion of a gas turbine blade made of composite material, and an injection mold for performing such a method | |
| CN101258012B (zh) | 可机加工的复合模具 | |
| CN108178851B (zh) | 一种绝热耐烧蚀丁腈橡胶材料及其制备方法 | |
| CN105033188A (zh) | 一种基于3d打印技术的铝基点阵材料及其制备方法 | |
| US2614059A (en) | Method of making radar domes | |
| CN117469054B (zh) | 一种固体火箭发动机喷管堵盖及其成型、粘接方法 | |
| WO2015079146A1 (fr) | Procédé de réparation de panneaux sandwich en matériaux composites comportant la réalisation d'une âme ou d'un moule par stéréolithographie | |
| US20170254212A1 (en) | A guide vane made of composite material for a gas turbine engine, and it's method of fabrication | |
| CN111002646A (zh) | 一种电磁屏蔽夹层复合材料易碎盖及其制备方法 | |
| US20200342843A1 (en) | Method for manufacturing an acoustic absorption structure using at least one caul plate, acoustic absorption structure obtained from said method and aircraft comprising said acoustic absorption structure | |
| CN113967961A (zh) | 一种陶瓷注浆成型方法及其模具 | |
| JPH10291258A (ja) | 複合材料でできた精密中空部品の製造方法 | |
| CN110234617B (zh) | 耐火成型体和用于其制造的方法 | |
| CN111734553B (zh) | 一种双脉冲发动机燃烧室壳体及成型方法 | |
| CN109546351B (zh) | 一种宽频带电磁波吸收的泡沫介质基超材料 | |
| JP2013244621A (ja) | レドームの製造方法及びレドーム | |
| CN111322909B (zh) | 阶梯切割平面整体冲破式易碎盖及其制备方法 | |
| CN108948663B (zh) | 一种导弹发射易碎盖的制备方法 | |
| CN116294798A (zh) | 一种具备自动复位功能的易碎盖及其制备方法 | |
| CN110238403B (zh) | 轻量化夹心结构的复合材料及其制备方法 | |
| CN112454942B (zh) | 一种控制曲面金属蜂窝复合材料固化变形的成型方法 | |
| CN113764883A (zh) | 一种冠形复合材料蜂窝夹层天线罩及其成型工装、方法 | |
| CN102794913A (zh) | 一种复合材料中空成型的方法及其辅助工装 | |
| US20150314489A1 (en) | Tool assembly, and method for manufacturing a part made of a composite material | |
| JP4079395B2 (ja) | 積層ゴムの製造方法 |
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 |