[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

说明书

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。

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。