一种拉杆绝热成型固化装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种拉杆绝热成型固化装置，包括前工艺堵盖、前工艺环、后工艺环和后工艺堵盖，前工艺堵盖、前工艺环、后工艺环和后工艺堵盖采用拉杆连接在一起。本发明专利技术通过加工成型工艺环、连接环、堵盖和拉杆等部件，然后采用螺母进行紧固，可以满足工艺1.0‑1.2MPa承压要求，将其进行连接在一起进行承压，满足筒段模压件的绝热成型压力要求，避免了环键卡住等情况，实现快速拆卸成型工装，无需多次敲打工装，避免损伤壳体等质量问题，生产效率也大幅度提高。

【技术实现步骤摘要】
一种拉杆绝热成型固化装置
本专利技术涉及一种固化装置，特别涉及一种拉杆绝热成型固化装置。
技术介绍
内绝热层材料作为固体火箭发动机燃烧室的保护层，位于发动机燃烧室壳体与推进剂药柱之间，具有耐高温烧蚀，抗高速热流冲刷及良好的力学性能，是保证火箭发动机正常工作的关键组成部分。为了保证绝热层的热防护效果，绝热材料需要以一定的厚度和形状成型到钢壳体内部。固体火箭发动机绝热层成型工艺方法常采用气囊加压固化成型，绝热固化工装采用环键结构紧固连接，通过加工成型工艺环、定位环、堵盖和环键等部件，然后采用螺栓将其进行连接在一起进行承压。一般压力为0.7-0.8MPa，绝热固化工装采用环键结构紧固连接，壳体绝热后由于工艺环与壳体间隙影响，绝热材料溢料后导致环键卡死，成型工艺环无法拆卸。目前，部分型号绝热固化工装采用环键结构紧固连接，壳体绝热后由于工艺环与壳体间隙影响，绝热材料溢料后导致环键卡死，成型工艺环无法拆卸，影响正常生产进度。同时部分型号壳体键槽深度约0.5mm，采用环键紧固可靠性差，存在安全风险。某型固体火箭发动机燃烧室金属壳体为圆筒结构，前后开口小，绝热层呈锥度分布。由于该绝热材料成型需要1.0-1.2MPa压制压力，加之金属壳体为易变形的薄壁结构，给工装定位带来很大困难，易造成橡胶绝热层厚薄不均，同时壳体键槽深度约0.5mm，存在安全风险。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种拉杆绝热成型固化装置，以解决现有采用环键结构紧固连接的绝热固化工装，因绝热材料溢料后导致环键卡死，成型工艺环无法拆卸的问题。为解决存在的技术问题，本专利技术采用的技术方案为：一种拉杆绝热成型固化装置，包括前工艺堵盖、前工艺环、后工艺环和后工艺堵盖，所述前工艺堵盖、前工艺环、后工艺环和后工艺堵盖采用拉杆连接在一起。有益效果本专利技术通过加工成型工艺环、连接环、堵盖和拉杆等部件，然后采用螺母进行紧固，可以满足工艺1.0-1.2MPa承压要求，将其进行连接在一起进行承压，满足筒段模压件的绝热成型压力要求，避免了环键卡住等情况，实现快速拆卸成型工装，无需多次敲打工装，避免损伤壳体等质量问题，生产效率也大幅度提高。附图说明图1成型工装示意图，图中标记：1—前工艺堵盖、2—前工艺环、3—连接环、4—拉杆、5—后工艺环、6—后工艺堵盖、7—螺母、8—垫圈；图2成型工装侧示图；图3拉杆示意图。具体实施方式下面结合实施例对本专利技术做进一步的说明，需要说明的是本专利技术并不局限于以下具体实施例，凡在本申请技术方案基础上做的同等变换均落入本专利技术的保护范围。如图1-3所示，一种拉杆绝热成型固化装置，包括：前工艺堵盖1、前工艺环2、连接环3、拉杆4、后工艺环5、后工艺堵盖6、螺母7、垫圈8。前工艺环2与壳体的绝热层进行贴合，用于成型绝热层结构尺寸；连接环3用于隔离工艺环与壳体，进行承压；前工艺堵盖1与气囊直接接触，用于气囊限位；后工艺堵盖6同时实现气囊的气嘴通过，进而可以连接充气管路，实现气囊充压；后工艺环5用于成型绝热层尾部台阶尺寸；拉杆4用于将前后的成型装置连接在一起，然后通过螺母7、垫圈8实现紧固，确保满足承压要求。本专利技术采用壳体进行实验验证，可以满足承压要求，绝热层成型质量良好，生产效率明显提高。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种拉杆绝热成型固化装置，包括前工艺堵盖（1）、前工艺环（2）、后工艺环（5）和后工艺堵盖（6），其特征在于：所述前工艺堵盖（1）、前工艺环（2）、后工艺环（5）和后工艺堵盖（6）采用拉杆（4）连接在一起。/n

【技术特征摘要】
1.一种拉杆绝热成型固化装置，包括前工艺堵盖（1）、前工艺环（2）、后工艺环（5）和后工艺堵盖（6），其...

【专利技术属性】
技术研发人员：闫小亮，刘亚会，蒋艳艳，董晓华，
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