一种火箭整流罩热压成型模具及火箭整流罩成型方法技术

本发明专利技术公开一种火箭整流罩热压成型模具及火箭整流罩成型方法，包括上模与下模，上模与下模合模配合并在内部围合形成用于成型火箭整流罩的产品型腔，上模和/或下模内部设置有贴近于成型面一侧的加热流道及冷却流道，加热流道被配置为可通入加热流体介质以对相应的上模或下模进行加热，冷却流道被配置为可通入冷却流体介质以对相应的上模或下模进行冷却。本发明专利技术利用流经加热流道的加热流体介质可对模具进行加热、利于流经冷却流道的冷却流体介质可对模具进行冷却。无需使用热压罐加热，可极大地降低整流罩生产的初期成本投入，同时，利用流经冷却流道的冷却流体介质来对模具进行冷却降温，有利于提高降温效率，进而提高火箭整流罩的生产效率。火箭整流罩的生产效率。火箭整流罩的生产效率。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭整流罩热压成型模具及火箭整流罩成型方法


[0001]本专利技术涉及火箭整流罩生产设备
，具体涉及一种火箭整流罩热压成型模具及火箭整流罩成型方法。

技术介绍

[0002]运载火箭有效载荷整流罩是运载火箭的关键部段之一，用于保护卫星及其他有效载荷，以防止其受气动力、气动加热及声振等外界环境的影响。整流罩是典型的薄壁半壳结构。广泛的研究表明，利用先进复合材料设计的整流罩相较于金属工艺路线整流罩在单位重量强度方面具有较大优势，这种优势能够转化为更多的有效载荷质量和更低的发射成本。目前，复合材料火箭整流罩通常使用热压罐模具成型，模具为单面阳模，模穴依据所生产整流罩内壁面进行加工设计。生产时，将多层碳纤维预浸布与层间填充芯材按一定顺序叠放于阳模模穴内，而后在外表面铺覆一层真空袋，再通过移动底座将模具转移进热压罐加热加压成型。然而，上述成型模具的设计尺寸受限于热压罐规格尺寸，大型热压罐的制造成本十分高昂。为了减少成本，设计制作大型整流罩时，会将整流罩拆分成若干个子件，并设计对应的子体模具进行成型，最终将子体拼接成一个整体整流罩。这种模具设计方式使得成型工作步序繁杂，效率低下，成本较高，且为了保证装配尺寸，还需要对成型出来的整流罩子体进行修边精加工。此外，使用热压罐的大型整流罩模具，通常情况下是通过自然环境冷却或风机吹冷，从成型温度下降至可脱模温度需要十几甚至二十几个小时，冷却效率较低，较为影响整流罩的生产效率。

技术实现思路

[0003]针对现有技术的不足，本专利技术提供了一种火箭整流罩热压成型模具，其主要解决的是现有使用热压罐加热成型的火箭整流罩成型模具其使用成本较高、生产效率不佳的技术问题。
[0004]为达到上述目的，本专利技术是通过以下技术方案实现的：一种火箭整流罩热压成型模具，包括上模与下模，上模与下模合模配合并在内部围合形成用于成型火箭整流罩的产品型腔，上模和/或下模内部设置有贴近于成型面一侧的加热流道及冷却流道，加热流道被配置为可通入加热流体介质以对相应的上模或下模进行加热，冷却流道被配置为可通入冷却流体介质以对相应的上模或下模进行冷却。
[0005]进一步，上模由若干上模部段拼装组成，且每一上模部段中均设置有加热流道和冷却流道，加热流道和冷却流道分别由预埋于各上模部段中的加热管及冷却管形成，各上模部段中的加热流道之间以及各上模部段中的冷却流道之间均独立设置互不连通。
[0006]进一步，每一上模部段上均设置有用于感测对应上模部段温度的温度传感器。
[0007]进一步，上模由五段上模部段拼装组成。
[0008]进一步，下模由若干下模部段拼装组成，且每一下模部段中均设置有加热流道和冷却流道，加热流道和冷却流道分别由预埋于下模部段中的加热管及冷却管形成，各下模
部段中的加热流道之间以及各下模部段中的冷却流道之间均独立设置互不连通。
[0009]进一步，每一下模部段上均设置有用于感测对应下模部段温度的温度传感器。
[0010]进一步，下模由五段下模部段拼装组成。
[0011]进一步，加热流道和冷却流道在对应的上模或下模中呈连续迂回折弯状设置，且加热流道和冷却流道交错设置并互不干涉。
[0012]基于同一专利技术构思，本专利技术还提供了一种应用上述任一所述的火箭整流罩热压成型模具生产火箭整流罩的火箭整流罩成型方法，包括如下步骤：S1，对上模及下模的成型表面进行清洁和脱模剂预处理；S2，在下模的成型表面处进行原料铺层作业，铺贴复合材料及夹芯材料；S3，铺层作业完成后，吊装上模使其与下模合模装配并通过固定结构相互固定；S4，根据整流罩成型工艺要求，将上模和/或下模中的加热流道与外部加热机台连接而通入对应温度的加热流体介质，以使上模和/或下模按预设升温梯度进行升温，从而对产品型腔中原料进行加热成型加工；S5，加热成型加工完毕后，停止加热，并将上模和/或下模中的冷却流道与外部冷却机台连接而通入对应温度的冷却流体介质，以使上模和/或下模按预设降温梯度进行降温；S6，降温完毕后，将加热流道和冷却流道分别与对应的加热机台和冷却机台断开，拆卸上模与下模之间的固定结构，然后将上模吊装转移，取出下模中成型后的火箭整流罩产品。
[0013]进一步，步骤S4中的加热流体介质为热油，步骤S5中的冷却流体介质为冷油。
[0014]上述技术方案具有如下优点或有益效果：
[0015]本专利技术所述的火箭整流罩热压成型模具及火箭整流罩成型方法中，在上模和/或下模中设置有可供加热流体介质通过的加热流道以及可供冷却流体介质通过的冷却流道，利用流经加热流道的加热流体介质可对模具进行加热、利于流经冷却流道的冷却流体介质可对模具进行冷却。相比于现有常规热压罐成型整流罩工艺，无需使用热压罐加热，可极大地降低整流罩生产的初期成本投入，降低生产成本，并且火箭整流罩的尺寸大小也不会再因为热压罐规格尺寸原因而受限，同时，利用流经冷却流道的冷却流体介质来对模具进行冷却降温，相比于常规的自然风冷或风机吹冷，其降温从内部开始，有利于提高降温效率，进而提高火箭整流罩的生产效率。
附图说明
[0016]图1是本专利技术实施例的火箭整流罩热压成型模具的立体结构示意图。
[0017]图2是本专利技术实施例的火箭整流罩热压成型模具的另一角度立体结构示意图。
[0018]图3是本专利技术实施例的火箭整流罩热压成型模具的上模中的加热流道及冷却流道的排布结构示意图。
[0019]图4是本专利技术实施例的火箭整流罩热压成型模具的上模的结构侧视图。
[0020]图5是图4中的A
‑
A剖视图。
[0021]图6是图5中的A处局部放大图。
[0022]标号说明：
[0023]1、上模，2、下模，3、流道，4、流道，11、上模部段，21、下模部段。
具体实施方式
[0024]下面结合附图及实施例对本专利技术作进一步描述。
[0025]在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术的限制。
[0026]请参照附图1至附图6，本专利技术的一种实施例提供一种火箭整流罩热压成型模具，包括上模1与下模2，上模1与下模2合模配合并在内部围合形成用于成型火箭整流罩的产品型腔，其特征在于：上模1和/或下模2内部设置有贴近于成型面一侧的加热流道3及冷却流道4，加热流道3被配置为可通入加热流体介质以对相应的上模1或下模2进行加热，冷却流道4被配置为可通入冷却流体介质以对相应的上模1或下模2进行冷却。可以理解的是，本实施例中，在上模1和/或下模2中设置有可供加热流体介质通过的加热流道3以及可供冷却流体介质通过的冷却流道4，利用流经加热流道3的加热流体介质可对模具进行加热、利于流经冷却流道4的冷却流体介质可对模本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火箭整流罩热压成型模具，包括上模(1)与下模(2)，上模(1)与下模(2)合模配合并在内部围合形成用于成型火箭整流罩的产品型腔，其特征在于：上模(1)和/或下模(2)内部设置有贴近于成型面一侧的加热流道(3)及冷却流道(4)，加热流道(3)被配置为可通入加热流体介质以对相应的上模(1)或下模(2)进行加热，冷却流道(4)被配置为可通入冷却流体介质以对相应的上模(1)或下模(2)进行冷却。2.根据权利要求1所述的火箭整流罩热压成型模具，其特征在于：上模(1)由若干上模部段(11)拼装组成，且每一上模部段(11)中均设置有加热流道(3)和冷却流道(4)，加热流道(3)和冷却流道(4)分别由预埋于各上模部段(11)中的加热管及冷却管形成，各上模部段(11)中的加热流道(3)之间以及各上模部段(11)中的冷却流道(3)之间均独立设置互不连通。3.根据权利要求2所述的火箭整流罩热压成型模具，其特征在于：每一上模部段(11)上均设置有用于感测对应上模部段(11)温度的温度传感器。4.根据权利要求2所述的火箭整流罩热压成型模具，其特征在于：上模(1)由五段上模部段(11)拼装组成。5.根据权利要求1所述的火箭整流罩热压成型模具，其特征在于：下模(2)由若干下模部段(21)拼装组成，且每一下模部段(21)中均设置有加热流道(3)和冷却流道(4)，加热流道(3)和冷却流道(4)分别由预埋于下模部段(21)中的加热管及冷却管形成，各下模部段(21)中的加热流道(3)之间以及各下模部段(21)中的冷却流道(3)之间均独立设置互不连通。6.根据权利要求5所述的火箭整流罩热压成型模具，其特征在于：每一下模部段(21)上均设置有用于...

【专利技术属性】
技术研发人员：蔡锦云，陈智伟，郑贞锋，李淦，
申请(专利权)人：厦门市中豪强碳纤复合材料有限公司，
类型：发明
国别省市：