用于制造固体火箭发动机装药药柱的复合熔芯制造技术

本实用新型专利技术提供一种用于制造固体火箭发动机装药药柱的复合熔芯，采用该复合熔芯能够解决各类药型的脱膜问题，满足各类复杂药型的制造，解决了留置可燃填充物产生的各种弊端。复合熔芯包括型芯和熔芯；所述型芯与待制造的发动机装药药柱的中心通孔尺寸一致，用于形成装药药柱的中心通孔；型芯为结构材料；所述熔芯采用低熔点合金；所述熔芯设置在所述型芯上，使得所述复合熔芯的外型面结构与待制造的发动机装药药柱的内型面结构一致；制备装药药柱时：在复合熔芯外浇注推进剂，推进剂固化后形成药柱，药柱内部为复合熔芯；然后将包含复合熔芯的药柱一并加热使熔芯熔化后从装药孔中流出，然后再将型芯抽出，得到所需结构的药柱。

Composite fusible core for solid rocket motor charge

【技术实现步骤摘要】
用于制造固体火箭发动机装药药柱的复合熔芯
本技术涉及一种熔芯，具体涉及一种用于制造固体火箭发动机装药的复合熔芯，属于固体火箭发动机

技术介绍
固体火箭发动机通过药型设计来实现不同的内弹道性能，而装药药型在生产上的实现依赖于芯模的设计。目前用于固体发动机装药的芯模根据药型主要有一体式芯模和可拆芯模，前者用于装药固化后可以直接脱模的药型，后者用于无法直接脱模的药型。可拆芯模的使用对于发动机结构尺寸有一定要求，大型发动机空间大可拆芯模可以应用，而小型发动机由于空间有限，目前某些药型只能采用留置可燃填充物方案解决。如图1所示的为含环向槽的固体火箭发动机装药药型，由壳体1、绝热层2、衬层3、药柱4组成。壳体1内圆周面上依次设置绝热层2和衬层3，药柱4装填在壳体1中心孔内，药柱4具有中心通孔和沿中心通孔轴向分布的环向槽。该药型结构目前成熟采用的装药方案如图2所示，采用可燃填充物5(如赛璐珞)和芯模6的组合生产，生产过程中装药4固化后，将芯模6脱模形成药柱4，留置用于形成环向槽的可燃填充物，最终产品如图3所示，较图1多出可燃填充物5。该方法虽然实现了图1所示的装药，但由于可燃填充物5的存在，存在如下弊端：(1)可燃填充物阻止了环向槽内部分装药燃面参与点火初期的燃烧，改变了装药燃烧规律，与设计状态产生偏离，影响弹道性能。(2)可燃填充物本身具有一定质量，在发动机后续服役过程中的一系列温度和机械载荷作用下，填充物与附近局部装药存在复杂的力学行为，导致装药局部疲劳，成为寿命薄弱环节。(3)由于可燃填充物本身的燃烧特性对发动机性能造成了影响，成为装药设计上必须考虑的一个因素，增加了设计约束。
技术实现思路
有鉴于此，本技术提供一种用于制造固体火箭发动机装药药柱的复合熔芯，采用该复合熔芯能够解决各类药型的脱膜问题，满足各类复杂药型的制造，解决留置可燃填充物产生的各种弊端。所述的用于固体火箭发动机装药药柱制造的复合熔芯包括型芯和熔芯；所述型芯与待制造的发动机装药药柱的中心通孔尺寸一致，用于形成装药药柱的中心通孔；所述熔芯采用熔点高于推进剂固化温度，低于推进剂安全温度的合金材料；所述熔芯设置在所述型芯上，使得所述复合熔芯的外型面结构与待制造的发动机装药药柱的内型面结构一致。所述熔芯采用熔点为70℃的合金材料。所述型芯材料为钢。当所述发动机装药药柱为含环向槽的固体火箭发动机装药药柱，即药柱具有中心通孔和沿中心通孔轴向分布的环向槽时：所述型芯为与药柱中心通孔尺寸一致的柱形结构，所述熔芯为设置在所述型芯圆周面上沿其轴向分布的环形凸起，所述环形凸起与药柱上沿中心通孔轴向分布的环向槽的尺寸和位置一致。有益效果：采用复合熔芯制备火箭发动机装药，复合熔芯采用低熔点合金制备，能够在设定温度熔化后从装药孔中流出，从而顺利脱膜，能够解决各类药型的脱膜问题，满足各类复杂药型的制造，有效避免留置可燃填充物产生的各种弊端。附图说明图1为
技术介绍
中含环向槽的固体火箭发动机装药示意图；图2为
技术介绍
中采用可燃填充物的装药制造方法示意图；图3为采用图2所示制造方法制造的装药成品；图4为实施例中所用的复合熔芯；图5为采用复合熔芯的装药制造方法示意图；其中：1-壳体；2-绝热层；3-衬层；4-药柱；5-可燃填充物；6-芯模；7-复合熔芯，71-型芯；72-熔芯。具体实施方式下面结合附图并举实施例，对本技术进行详细描述。本实施例提供一种用于制造固体火箭发动机装药药柱的复合熔芯，制造固体火箭发动机装药药柱为图1所示的含环向槽的固体火箭发动机装药药柱的方法。含环向槽的固体火箭发动机装药药型包括壳体1、绝热层2、衬层3、药柱4；壳体1内圆周面上依次设置绝热层2和衬层3，药柱4装填在壳体1中心孔内，药柱4具有中心通孔和沿中心通孔轴向分布的环向槽。为实现该种药型的装药，采用图4所示的复合熔芯，该复合熔芯由型芯71和熔芯72构成；型芯71与药柱4中心通孔尺寸一致的柱形结构，其圆周面上沿轴向分布环形凸起，该环形凸起与药柱4上沿中心通孔轴向分布的环向槽尺寸和位置一致。型芯71为结构材料，本实施中采用45号钢；熔芯72为低熔点合金，推进剂的固化温度为50℃～60℃，安全温度为108℃，熔芯72的熔点应高于推进剂的固化温度，低于推进剂的安全温度，且尽量接近发动机工作温度的上限值70℃，基于此，本实施例中采用熔点为70℃的低熔点合金，其成分为50％铋、25％铅、12.5％锡和12.5％镉，熔点为70℃。复合熔芯的制备方法为：首先机加工制造型芯71，而后在其上浇铸75℃的低熔点合金液体，合金固化形成熔芯72，熔芯72的外型尺寸由浇铸模具保证。采用复合熔芯的装药制造方法如图5所示：在复合熔芯7外按传统方法浇注推进剂，推进剂固化后形成包含复合熔芯7的药柱4，然后将包含复合熔芯7的药柱4一并加热至75℃，使得熔芯72熔化后从装药孔中流出，然后再将型芯72抽出，最后将药柱4恢复至环境条件。熔芯72熔化后的液体合金回收，可以继续用于复合熔芯的制造。综上，以上仅为本技术的较佳实施例而已，并非用于限定本技术的保护范围。凡在本技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本技术的保护范围之内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.用于制造固体火箭发动机装药药柱的复合熔芯，其特征在于：包括：型芯和熔芯；所述型芯与待制造的固体发动机装药药柱的中心通孔尺寸一致，用于形成装药药柱的中心通孔；所述熔芯采用熔点高于推进剂固化温度，低于推进剂安全温度的合金材料；所述熔芯设置在所述型芯上，使得所述复合熔芯的外型面结构与待制造的发动机装药药柱的内型面结构一致。/n

【技术特征摘要】
1.用于制造固体火箭发动机装药药柱的复合熔芯，其特征在于：包括：型芯和熔芯；所述型芯与待制造的固体发动机装药药柱的中心通孔尺寸一致，用于形成装药药柱的中心通孔；所述熔芯采用熔点高于推进剂固化温度，低于推进剂安全温度的合金材料；所述熔芯设置在所述型芯上，使得所述复合熔芯的外型面结构与待制造的发动机装药药柱的内型面结构一致。


2.如权利要求1所述的用于制造固体火箭发动机装药药柱的复合熔芯，其特征在于：所述熔芯采用熔点为70℃的合金材料。

【专利技术属性】
技术研发人员：王君祺，吴刚，熊飞，
申请(专利权)人：北京灵动飞天动力科技有限公司，
类型：新型
国别省市：北京;11