一种固体火箭发动机包覆套模块化成型工艺制造技术

本发明专利技术提供了一种固体火箭发动机包覆套模块化成型工艺，根据产品结构特点，将包覆套划分为若干复杂型面模块和简单型面模块，复杂型面模块制备为熟预制件，简单型面模块为没有经过硫化的生预制件，将两者在硫化筒体中搭接后经过一次热压和一次硫化成型。本发明专利技术能够在保证产品椭球底型面精确度的基础上，提高环形搭接缝的可靠性，能够成型各种复杂型面产品并保证产品质量可靠，解决了包覆套成型中橡胶制品无法完全贴服在整体成型工装内壁的问题，适用于大尺寸、一端封闭一端开口、包含加强筋、导气槽和穿线槽等复杂结构，且对尺寸精度要求高的包覆套制备。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及固体火箭发动机绝热层制造领域，特别涉及一种成型工艺，适用于包含加强筋、导气槽、一端收口、一端为椭球底的包覆套。

技术介绍

1、常见的包覆套成型工艺主要有两种，一种为成型工装直接硫化成型；一种为生直筒段+熟椭球底部预制件粘接硫化成型。

2、直接硫化成型工艺方案是设计一套包覆套整体成型工装，在平板硫化机上一次硫化成型包覆套。采用工装直接硫化成型存在模具尺寸大、对设备要求高、导热困难等不利因素。由于包覆套为一端椭球底一端开口结构，成型工装只能一端定位，为悬臂结构，非定位端产品尺寸精度难以保证，常常厚度不均。

3、第二种生直筒段+熟椭球底部预制件粘接硫化成型的方式有效解决了厚度不均匀，粘接不可靠的问题，适用于一端缩口的椭球底包覆套成型。但是如果包覆套包含导气槽、加强筋及穿线槽等复杂形状，则因为存在生胶无法精准制备复杂型面等问题导致该工艺路线不具备可操作性，无法完成。

技术实现思路

1、为了克服现有技术的不足，本专利技术提供一种固体火箭发动机包覆套模块化成型工艺，适用于大尺寸、一端本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种固体火箭发动机包覆套模块化成型工艺，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机包覆套模块化成型工艺，其特征在于，所述的步骤一将加强筋与底层视作整体并划分为若干块，各块按照棋盘格模式交叉排列，分别制备熟预制件和生预制件，即一件熟预制件周围排布全部是生预制件，反之一件生预制件周围排布全部是熟预制件；生预制件与熟预制件搭接部位做斜边倒角。

3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机包覆套模块化成型工艺，其特征在于，所述的步骤一将导气槽和穿线槽使用模具一次硫化成型，并在该型面与其它型面搭接处预留搭接倒角；硫化条件为温度160℃±5℃；压力7～8...

【技术特征摘要】

1.一种固体火箭发动机包覆套模块化成型工艺，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机包覆套模块化成型工艺，其特征在于，所述的步骤一将加强筋与底层视作整体并划分为若干块，各块按照棋盘格模式交叉排列，分别制备熟预制件和生预制件，即一件熟预制件周围排布全部是生预制件，反之一件生预制件周围排布全部是熟预制件；生预制件与熟预制件搭接部位做斜边倒角。

3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机包覆套模块化成型工艺，其特征在于，所述的步骤一将导气槽和穿线槽使用模具一次硫化成型，并在该型面与其它型面搭接处预留搭接倒角；硫化条件为温度160℃±5℃；压力7～8mpa；时间120min～180min。

4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机包覆套模块化成型工艺，其特征在于，所述的生胶片厚度为2～4mm，在与熟胶预制件搭接处倒角。

5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机包覆套模块化成型工艺，其特征在于，所述的整体成型工装材料为45#钢，相邻磁铁的间距为110～120cm。

6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机包覆套模块化成型工...

【专利技术属性】
技术研发人员：张权，
申请(专利权)人：西安长峰机电研究所，
类型：发明
国别省市：