一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置及方法制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置,包括把手、阳模、定位块和阴模，所述把手分别与阳模和阴模的两端连接，所述定位块通过螺钉与阳模连接，所述阴模放置在定位块上方。一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型方法，包括零部件装配、粘接料浆混合、粘接料浆成型、粘接料浆固化、封口锥处理等。本发明专利技术提供的一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置及方法，可实现封口锥的一次成型，该成型装置打破原有手工操作封口限燃的传统模式，利成型装置达到对封口锥的一次成型，实现颠覆性的突破，为型号的研制奠定坚实的基础。

A Cone Forming Device and Method for Debonding Layer of Dual Pulse Solid Rocket Motor

The invention relates to a sealing cone forming device for the debonding layer of a dual-pulse solid rocket motor, which comprises a handle, a positive die, a positioning block and a negative die. The handle is connected with both ends of the positive die and the negative die respectively. The positioning block is connected with the positive die through a screw, and the negative die is placed above the positioning block. A method for forming the sealing cone of the debonding layer of dual-pulse solid rocket motor includes assembly of parts, mixing of bonding slurry, forming of bonding slurry, solidification of bonding slurry, treatment of sealing cone, etc. The invention provides a double pulse solid rocket motor debonding layer sealing cone forming device and method, which can realize one-time forming of the sealing cone. The forming device breaks the traditional mode of manual operation sealing and flame limiting, facilitates the forming device to achieve one-time forming of the sealing cone, realizes a subversive breakthrough, and lays a solid foundation for the development of the model.

【技术实现步骤摘要】
一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置及方法
本专利技术涉及固体火箭发动机领域，尤其涉及一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置及方法。
技术介绍
目前，双脉冲固体火箭发动机是较先进的固体火箭发动机，是一种能够多次启动并提供间歇推力的固体火箭发动机，因其结构简单、工作可靠和推力可控而成为未来各类战术导弹的最佳备选推进系统之一。级间隔离装置是双脉冲固体火箭发动机的核心部件，隔离装置不但要求具有良好的耐压、绝热能力，还需要在发动机点火建压后能够安全、可靠的打开，同时在保证发动机安全工作的前提下，隔离装置要求选择结构质量轻且保证端面与药柱可靠粘接，避免占用过多的装药空间，减少发动机的消极质量，保证固体火箭发动机工作过程中隔层端面与一脉冲药柱可靠粘接，避免燃气进入而影响发动机工作可靠性。软隔层作为其中一种隔离装置，具有体积小、质量轻、绝热效果好，并且可与发动机筒段绝热层一起加压固化成型，是一种较好的隔离形式。某型号双脉冲固体火箭发动机是地基反临近空间目标导弹二级发动机，在双脉冲固体火箭发动机燃烧室内腔中，通常设计有固定半封闭非金属绝热软隔层，软隔层通常被设计成圆台型，且靠近燃烧室机口处圆台截面直径小。由于双脉冲发动机前机口内腔空间被软隔层占据，后机口距软隔层距离较大，因此软隔层端面人工脱粘结构封口成为双脉冲发动机燃烧室的关键技术难题，封口锥成型是人工脱粘层可靠粘接的前提保障。为保证软隔层端面人工脱粘结构封口与一脉冲药柱粘接牢固，必须在装药过程中实现对软隔层端面人工脱粘结构封口。现有双脉冲固体火箭发动机软隔层端面人工脱粘为异型结构，传统的工艺方法对人工脱粘层进行封口限燃，无法达到软隔层端面人工脱粘结构和设计要求，可靠性不高。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题：本专利技术提供一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置及方法，将封口料浆加入成型装置内固化后，对封口锥直接成型，然后利用封口锥对隔层人工脱粘层位置进行封口，在燃烧室装药过程中，将封口锥提前放置在工装对应位置，利用装药工装放置到隔层人工脱粘层位置，达到燃烧室药柱与隔层之间封口异型面限燃的目的。本专利技术所采用的技术方案：一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置,其特征在于，包括把手1、阳模2、定位块4和阴模5，所述把手1分别与阳模2和阴模的两端连接，所述定位块通过螺钉3与阳模连接，所述阴模放置在定位块4上方。进一步地，所述阴模5上还设有4个通孔6，所述阴模5通过螺钉固定定位块4。进一步地，所述把手2为倒锥结构，表面加工手持的防滑装置。进一步地，所述螺钉3采用M6×20，所述螺钉6采用M10×45。一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型方法，包括如下步骤：1）首先将把手1安装在阴模2对应位置，然后在阴模2位置利用螺钉M6×20固定定位块4；2）按照配方比例，将不同组分依次加入坩埚容器内，加料过程中用玻璃棒不断搅拌均匀，手工搅拌过程中同时观察粘接料浆均匀程度，搅拌均匀；3）将粘接料浆倒入阴模2与定位块4之间的缝隙内，然后将带把手1的阳模5顺着定位块4与阴模2之间的缝隙进行安装，利用螺钉M10×45将阴模2和阳模3进行固定连接；4）粘接料浆放置在15～25℃下，自然固化，固化周期不小于72h；5）固化完成后，依次将固定螺钉M10×45和阳模5拆卸后，再将阴模2底部固定螺钉M6×20拆卸后，将定位块4取下，然后取下封口锥7；6）剪刀修剪封口锥7边缘的飞边，即可使用。本专利技术的有益效果：本专利技术提供一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置及方法，可实现封口锥的一次成型，该成型装置打破原有手工操作封口限燃的传统模式，利成型装置达到对封口锥的一次成型，实现颠覆性的突破，为型号的研制奠定坚实的基础。附图说明图1.双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置示意图。图2.把手结构示意图。图3.阴模结构示意图。图4.定位块结构示意图。图5.阳模结构示意图。图6.封口锥结构示意图。图7.封口锥装配结构示意图。其中，1.把手、2.阳模、3.螺钉M6×20、4.定位块、5.阴模、6.螺钉M10×40、7.封口锥、8.燃烧室壳体、9.一脉冲、10.二脉冲、11.隔层、12.人工脱粘层、13.人工脱粘缝。具体实施方式下面结合附图及具体实施例对本专利技术作进一步详细的说明。如图1-6所示，一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置,其特征在于，包括把手1、阳模2、定位块4和阴模5，所述把手1分别与阳模2和阴模的两端连接，所述定位块通过螺钉3与阳模连接，所述阴模放置在定位块4上方。所述阴模5上还设有4个通孔6，所述阴模5通过螺钉固定定位块4。所述把手2为倒锥结构，表面加工手持的防滑装置。所述螺钉3采用M6×20，所述螺钉6采用M10×45。一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型方法，包括如下步骤：1）首先将把手1安装在阴模2对应位置，然后在阴模2位置利用螺钉M6×20固定定位块4；2）按照配方比例，将不同组分依次加入坩埚容器内，加料过程中用玻璃棒不断搅拌均匀，手工搅拌过程中同时观察粘接料浆均匀程度，搅拌均匀；3）将粘接料浆倒入阴模2与定位块4之间的缝隙内，然后将带把手1的阳模5顺着定位块4与阴模2之间的缝隙进行安装，利用螺钉M10×45将阴模2和阳模3进行固定连接；4）粘接料浆放置在15～25℃下，自然固化，固化周期不小于72h；5）固化完成后，依次将固定螺钉M10×45和阳模5拆卸后，再将阴模2底部固定螺钉M6×20拆卸后，将定位块4取下，然后取下封口锥7；6）剪刀修剪封口锥7边缘的飞边，即可使用。如图7所示，带人工脱粘层12结构的隔层11通过模具一次性模压成型，隔层11与人工脱粘层12之间形成人工脱粘缝13。在燃烧室壳体8缠绕过程中，将隔层11随燃烧室壳体8筒段绝热层一起加压固化成型，将整个燃烧室壳体8内腔分割为一脉冲9和二脉冲10两个腔室。燃烧室壳体8推进剂药浆浇注前，需要提前对隔层11位置的人工脱粘层12进行封口限燃，利用成型装置成型的封口锥7对人工脱粘缝13进行封口，达到双脉冲固体火箭发动机人工脱粘缝一次成型的目的。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置,其特征在于，包括把手（1）、阳模（2）、定位块（4）和阴模（5），所述把手（1）分别与阳模（2）和阴模的两端连接，所述定位块通过螺钉（3）与阳模连接，所述阴模放置在定位块（4）上方。

【技术特征摘要】
1.一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置,其特征在于，包括把手（1）、阳模（2）、定位块（4）和阴模（5），所述把手（1）分别与阳模（2）和阴模的两端连接，所述定位块通过螺钉（3）与阳模连接，所述阴模放置在定位块（4）上方。2.根据权利要求1所述的双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置，其特征在于：所述阴模（5）上还设有4个通孔（6），所述阴模（5）通过螺钉固定定位块（4）。3.根据权利要求1所述的双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置，其特征在于：所述把手（1）为倒锥结构，表面加工手持的防滑装置。4.根据权利要求1所述的双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型装置，其特征在于：所述螺钉（3）采用M6×20，所述螺钉（6）采用M10×45。5.一种双脉冲固体火箭发动机脱粘层封口锥成型方法，其特征在于，包...

【专利技术属性】
技术研发人员：祁根山，李丹，池永生，张健，李占宇，王志军，
申请(专利权)人：内蒙古航天红峡化工有限公司，
类型：发明
国别省市：内蒙古,15