[发明专利]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

权利要求书

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。