一种固体火箭发动机绝热层哑铃形模具的制作方法

1.本实用新型涉及固体火箭发动机装药损伤评估领域，具体是一种固体火箭发动机绝热层哑铃形模具。


背景技术：

2.固体火箭发动机结构简单、使用维护方便、便于长期贮存，是导弹的主要动力装置，与弹库内几乎恒温恒湿条件不同，遂行值班任务的导弹长期贮存在自然环境中，面临夏季高温、冬季低温和车载、舰船等颠簸振动等恶劣环境。固体火箭发动机装药主要由壳体、绝热层、衬层、推进剂组成，固体火箭发动机浇注成型后，由于壳体、绝热层、推进剂的热膨胀系数不同，固体火箭发动机内部会产生一定的热应变，另外公路运输、海上值班期间的振动载荷的作用也会产生一定应变。这些长期的应变会导致绝热层力学性下降，给固体火箭发动机安全工作埋下隐患。通过设计固体火箭发动机绝热层老化试验，探究定应变作用下其力学性能的变化规律来预测绝热层的损伤情况，为评估固体火箭发动机装药损伤情况提供数据支撑，对延长固体火箭发动机使用寿命、降低维护成本、提高使用维护效率保证导弹正常工作都具有极其重要的意义。
3.如图1所示，国军标《qj 916
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85固体发动机燃烧室内绝热、衬层材料拉伸试验方法》哑铃形试件裁刀的形状。下表1规定了试件的尺寸。
[0004][0005]
因此固体火箭发动机绝热层模具的几何尺寸要依此为基础。而目前要制作满足前述标准的试件主要依靠手工制作，而手工制作试件的效率、精度难以保证，因而需要设计一种工装能够确保尺寸的前提下快速制作试件。


技术实现要素：

[0006]
本实用新型的目的正是公开一种能够确保尺寸的前提下快速制作试件的固体火箭发动机绝热层哑铃形模具，配合气动冲片机快速完成试件的制作，所采取的技术方案是：
[0007]
一种固体火箭发动机绝热层哑铃形模具，其特征在于：包括金属筒体，所述金属筒体的高度大于2mm，筒壁上端具有厚度，筒壁下端厚度趋于零以形成刃部，筒壁下端刃部的轮廓与国军标《qj 916
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85固体发动机燃烧室内绝热、衬层材料拉伸试验方法》规定的哑铃形裁刀的形状相同，即总长为115mm，端部宽度为25mm，狭小平行部分长为33mm、狭小平行部
分宽为6mm，大半径为25mm，小半径为14mm。
[0008]
进一步地，所述金属筒体筒壁上端内轮廓的形状与所述金属筒体筒壁下端的轮廓形状相同，所述金属筒体从筒壁上端到筒壁下端逐渐向内薄削以形成筒壁下端的刃部。
[0009]
进一步地，所述金属筒体筒壁上端厚度为3mm，内表面的粗糙度为0.05μm。
[0010]
与现有技术相比，本实用新型利用模具在保证试件尺寸精度的前提下快速制作固体火箭发动机绝热层哑铃形试件，满足绝热层环境影响试验需求，提高试件制作效率和精度。
附图说明
[0011]
图1为国军标《qj 916
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85固体发动机燃烧室内绝热、衬层材料拉伸试验方法》规定的哑铃形试件的形状和尺寸示意图。
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图2为本实用新型的结构示意图。
[0013]
图3是图2的剖视图。
具体实施方式
[0014]
如图1
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3所示的1型固体火箭发动机绝热层哑铃形模具，包括钢质金属筒体1，所述金属筒体1的高度h为20mm，筒壁上端的厚度a为3mm，筒壁下端厚度趋于零以形成刃部11，筒壁下端刃部的轮廓与国军标《qj 916
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85固体发动机燃烧室内绝热、衬层材料拉伸试验方法》规定的裁刀形状相同，尺寸：为总长a为115mm，端部宽度b为25mm，狭小平行部分长c为33mm、狭小平行部分宽d为6mm，大半径f为25mm，小半径e为14mm。内表面的粗糙度为0.05μm。
[0015]
所述金属筒体1筒壁上端内轮廓的形状与所述金属筒体1筒壁下端的轮廓形状相同，所述金属筒体1筒壁上端外轮廓的形状与所述金属筒体1筒壁下端的轮廓形状相似，所述金属筒体1从筒壁上端到筒壁下端逐渐向内薄削以形成筒壁下端的刃部11。也就是说所述金属筒体1的筒壁形状为倒直角三角形的楔形，这样当使用一段时间后刃部变钝重新打磨之后，内轮廓的形状始终符合国军标《qj 916
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85固体发动机燃烧室内绝热、衬层材料拉伸试验方法》规定的哑铃形试件形状，不会因为模具的磨损而降低试件的精度。
[0016]
使用时，将厚度为2mm以上的片状弹性的固体火箭发动机绝热层放在气动冲片机的台面上，本实用新型的所述金属筒体1放在片状的固体火箭发动机绝热层上面，启动气动冲片机，启动气动冲片机的压头抵压所述金属筒体1的筒壁上端，所述金属筒体1的筒壁下端刃部11切入片状的固体火箭发动机绝热层，即得到一块符合国军标《qj 916
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85固体发动机燃烧室内绝热、衬层材料拉伸试验方法》规定的哑铃形试件，如此重复，得到所需数量的试件。


技术特征：
1.一种固体火箭发动机绝热层哑铃形模具，其特征在于：包括金属筒体（1），所述金属筒体（1）的高度（h）大于2mm，筒壁上端具有厚度（a），筒壁下端厚度趋于零以形成刃部（11），刃部的轮廓呈哑铃形，总长（a）为115mm，端部宽度（b）为25mm，狭小平行部分长（c）为33mm、狭小平行部分宽（d）为6mm，大半径（f）为25mm，小半径（e）为14mm。2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机绝热层哑铃形模具，其特征在于：所述金属筒体（1）筒壁上端内轮廓的形状与所述金属筒体（1）筒壁下端的轮廓形状相同，所述金属筒体（1）从筒壁上端到筒壁下端逐渐向内薄削以形成筒壁下端的刃部（11）。3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机绝热层哑铃形模具，其特征在于：所述金属筒体（1）筒壁上端厚度（a）为3mm，内表面的粗糙度为0.05μm。

技术总结
本实用新型涉及固体火箭发动机装药损伤评估领域，具体是一种固体火箭发动机绝热层哑铃形模具，包括金属筒体，所述金属筒体的高度大于2mm，筒壁上端具有厚度，筒壁下端厚度趋于零以形成刃部，刃部的轮廓与国军标《QJ 916


技术研发人员：李金飞 刘铁 李高春 曾亮 陆巍巍 黄敬如 孟超
受保护的技术使用者：中国人民解放军海军航空大学
技术研发日：2020.12.22
技术公布日：2021/10/8