【技术实现步骤摘要】
一种用于固体火箭发动机绝热层固化成型的轻型装置
本技术涉及小口径固体火箭发动机装药
，具体为一种用于固体火箭发动机绝热层固化成型的轻型装置。
技术介绍
固体火箭发动机装药由发动机壳体、绝热层、包覆层、推进剂等组成，复合推进剂是以高聚物为基体，混有氧化剂和金属燃料等组分的多相混合物，复合推进剂的实际比冲可达245～250秒，有良好的力学性能，采用壳体粘结式装药，发动机壳体既是储存推进剂的容器，也是推进剂燃烧的空间，需承受3000℃以上高温、高压燃气流的冲刷，绝热层是一层粘贴于壳体内表面与推进剂之间的耐烧蚀防护材料，其主要作用是防止高温、高压燃气流直接冲刷壳体内壁破坏发动机结构完整，保证发动机正常工作，且为使发动机制造、储存过程中的应力得到释放，多数发动机都会设计人工脱粘层，一个间隙均匀、型面规整的人工脱粘层在发动机装药过程有举足轻重的作用。目前市场上大部分小口径固体火箭发动机在粘贴绝热层的时候，会使绝热层与发动机外壳粘贴的不均与，从而会直接造成影响产品质量，甚至危及发动机装药结构完整，造成发动机工作异常。
技术实现思路
（一）解决的技术问题针对现有技术的不足，本技术提...
【技术保护点】
1.一种用于固体火箭发动机绝热层固化成型的轻型装置，包括圆形环带本体（1），其特征在于：所述圆形环带本体（1）的内部放置有两个相对称的支耳（3），每个所述支耳（3）的左侧面均与圆形环带本体（1）的内侧壁固定连接，所述圆形环带本体（1）的左侧面开设有开口（2），且开口（2）位于两个支耳（3）左侧面的之间，每个所述支耳（3）的上表面和支耳（3）的底面均开设有内螺纹孔（4），所述圆形环带本体（1）的内部放置有施力长螺杆（5），所述施力长螺杆（5）的底端贯穿两个内螺纹孔（4）并延伸至支耳（3）的下方，所述施力长螺杆（5）外表面的中部螺纹连接有六角螺母（6），所述六角螺母（6）的左右...
【技术特征摘要】
1.一种用于固体火箭发动机绝热层固化成型的轻型装置，包括圆形环带本体（1），其特征在于：所述圆形环带本体（1）的内部放置有两个相对称的支耳（3），每个所述支耳（3）的左侧面均与圆形环带本体（1）的内侧壁固定连接，所述圆形环带本体（1）的左侧面开设有开口（2），且开口（2）位于两个支耳（3）左侧面的之间，每个所述支耳（3）的上表面和支耳（3）的底面均开设有内螺纹孔（4），所述圆形环带本体（1）的内部放置有施力长螺杆（5），所述施力长螺杆（5）的底端贯穿两个内螺纹孔（4）并延伸至支耳（3）的下方，所述施力长螺杆（5）外表面的中部螺纹连接有六角螺母（6），所述六角螺母（6）的左右两端均固定连接有固化胀环（9），所述圆形环带本体（1）的外圈套接有人工脱粘层（8），所述圆形环带本体（1）套接在发动机壳体（7）的内部，所述人工脱粘层（8）位于发动机壳体（7）与圆形环带本体（1）之间的空隙处。2.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机绝热层固化成型的轻型装...
【专利技术属性】
技术研发人员：高强，张以良，敖维坚，罗涛，曾江保，王中煌，
申请(专利权)人：江西航天经纬化工有限公司，
类型：新型
国别省市：江西,36
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