一种固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具及成型方法

1.本发明属于航空航天技术领域，涉及到固体火箭发动机药柱成型方法，特别涉及到一类芯模免拆卸翼柱型药柱的成型方法。


背景技术：

2.翼柱型药柱由于其内弹道易于调平，是目前固体火箭发动机采用的主要药柱结构之一。目前的主流翼柱型药柱的装药方式采用主芯棒 翼片的可拆卸组合芯模结构，在发动机壳体成型后，将主芯棒和翼片芯模按照一定顺序安装于燃烧室内部，涂抹脱模剂后进行装药，药柱固化后，将主芯棒和翼片芯模按顺序进行拆卸，最终形成设计状态的药柱结构。但是随着科技的发展，固体火箭发动机药柱的结构也越来越复杂，这种传统的可拆卸组合芯模装药方式不利于复杂药柱结构的成型，同时由于芯模结构设计繁琐，多个芯模组合件的连接方式复杂，使得可拆卸芯模的生产效率偏低。


技术实现要素：

3.为了解决上述问题，本发明提供了一种固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱的成型模具及成型方法。本发明中免拆卸一体化芯模在燃烧室壳体的内部采用增材制造方式成型，制造后无需拆卸，与药柱一体化成型于燃烧室内部，利用该方法能实现复杂翼柱型药柱结构的快速成型。所述免拆卸一体化芯模结构由易燃材料制成，在点火后能够迅速燃烧，不对发动机内弹道产生影响。
4.本发明的技术方案：
5.一种固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具，包括燃烧室壳体1、绝热层2、翼柱型药柱3、一体化翼柱型芯模组件4、前端密封圈7、前端堵盖8、后端密封圈9和后端堵盖10。
6.所述绝热层2粘接于燃烧室壳体1内表面。
7.所述的一体化翼柱型芯模组件4设于燃烧室壳体1内部，且与燃烧室同轴，其为一体化芯模外壳5与内部支撑结构6连接而成的圆环状腔体结构。其中，一体化芯模外壳5前端与燃烧室壳体1粘接，后端与燃烧室壳体1留有一段间断距离，用于装药通道的布置。所述内部支撑结构6与一体化芯模外壳5的连接位置进行厚度局部减薄处理，便于药柱固化后进行拆除。
8.所述燃烧室壳体1的前、后端分别与前端堵盖8、后端堵盖10连接。所述后端堵盖10同时与一体化翼柱型芯模组件4后端配合连接，对一体化翼柱型芯模组件起到一定的支撑作用；后端堵盖10上设有装药通道，装药通道与燃烧室壳体1连通，用于对燃烧室壳体进行装药，固化后形成翼柱型药柱3。
9.进一步的，所述的一体化翼柱型芯模组件4采用燃点较低的纤维素类材料，同时满足增材制造及高强度的需求；优选硝化纤维素材料。
10.进一步的，前端堵盖8和燃烧室壳体1之间设有前端密封圈7；后端堵盖10和燃烧室
壳体1之间设有后端密封圈9。
11.一种采用上述固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具的成型方法，包括以下步骤：
12.步骤1：按照翼柱型药柱3内部形状匹配设计一体化翼柱型芯模组件4，根据药柱内部的应力水平，确定一体化芯模外壳5厚度及内部支撑结构6的数量与位置；
13.步骤2：将增材制造的打印喷头放入燃烧室壳体1内部，在燃烧室壳体1内部前端涂抹粘接剂；将一体化芯模外壳5和内部支撑结构6一体化打印成型，并与燃烧室壳体前端粘接；
14.步骤3：在燃烧室壳体1前端安装前端密封圈7和前端堵盖8，在燃烧室壳体1后端安装后端密封圈9和后端堵盖10；
15.步骤4：燃烧室壳体1内部抽真空后，利用后端堵盖10内部的装药通道进行装药；
16.步骤5：待翼柱型药柱3固化后，拆卸前端堵盖8和前端密封圈7，以及后端堵盖10和后端密封圈9；
17.步骤6：将一体化翼柱型芯模组件4中的内部支撑结构6拆除，完成免拆卸翼柱型药柱的成型。
18.本发明的有益效果：本发明所述的方法可以实现一体化翼柱型药柱结构的成型，采用芯模免拆卸方法，为复杂翼柱型药柱生产提供一种快速高效的实现手段。与现有的芯模制作工艺相比，该方法无需复杂芯模结构的设计及拆卸，能够明显提高生产效率，同时还可以避免复杂芯模脱模过程造成的药柱损伤等问题。免拆卸芯模结构的存在也可以对药柱表面起到一定程度的保护作用，芯模材料采用可燃纤维素材料，点火后能够迅速燃烧，不对发动机的内弹道产生影响。
附图说明
19.图1为免拆卸翼柱型药柱成型模具结构剖视图。
20.图2为一体化翼柱型芯模组件与燃烧室壳体装配示意图。
21.图3为免拆卸翼柱型药柱成型模具装药结构示意图。
22.图4为装药通道位置放大图。
23.图5为成型后的一体化翼柱型药柱结构剖视图。
24.图中：1燃烧室壳体；2绝热层；3翼柱型药柱；4一体化翼柱型芯模组件；5一体化芯模外壳；6内部支撑结构；7前端密封圈；8前端堵盖；9后端密封圈；10后端堵盖。
具体实施方式
25.为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面将结合附图，对本发明的具体实施方式进行详细的描述。
26.如图1、图3、图5所示，一种固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具，包括燃烧室壳体1、绝热层2、翼柱型药柱3、一体化翼柱型芯模组件4、前端密封圈7、前端堵盖8、后端密封圈9和后端堵盖10。
27.如图2所示，一体化翼柱型芯模组件4为一体化芯模外壳5与内部支撑结构6组成的圆环状腔体结构；其中，内部支撑结构6与一体化芯模外壳5连接位置进行厚度局部减薄处
理，便于药柱固化后进行拆除；一体化翼柱型芯模组件4与燃烧室壳体1一端粘接，另一端留有一段间断距离。
28.如图3所示，绝热层2粘接于燃烧室壳体1内表面。所述燃烧室壳体1的前、后两端分别与前端堵盖8、后端堵盖10连接；前端堵盖8和燃烧室壳体1之间设有前端密封圈7；后端堵盖10和燃烧室壳体1之间设有后端密封圈9。所述的前端密封圈7和后端密封圈9均为橡胶类材料，前端堵盖8和后端堵盖10均为金属材料。
29.如图4所示，后端堵盖10内部设有装药通道，通过装药通道对燃烧室壳体1进行装药，固化后形成翼柱型药柱3。
30.采用上述固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具的成型方法，包括以下步骤：
31.步骤1：按照翼柱型药柱3内部形状匹配设计一体化翼柱型芯模组件4，根据药柱内部的应力水平，确定一体化芯模外壳5厚度及支撑结构6的数量与位置；
32.步骤2：将增材制造的打印喷头放入燃烧室壳体1内部，在燃烧室壳体1内部一端涂抹粘接剂；将一体化芯模外壳5和内部支撑结构6一体化打印成型，并与燃烧室壳体粘接；
33.步骤3：在燃烧室壳体1前端安装前端密封圈7和前端堵盖8，在燃烧室壳体1后端安装后端密封圈9和后端堵盖10；
34.步骤4：燃烧室壳体1内部抽真空后，利用后端堵盖10内部的装药通道进行装药；
35.步骤5：待翼柱型药柱3固化后，拆卸前端堵盖8和前端密封圈7，以及后端堵盖10和后端密封圈9；
36.步骤6：将一体化翼柱型芯模组件4中的内部支撑结构6拆除，完成免拆卸翼柱型药柱的成型。


技术特征：
1.一种固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具，其特征在于，该成型模具包括燃烧室壳体(1)、绝热层(2)、翼柱型药柱(3)、一体化翼柱型芯模组件(4)、前端堵盖(8)和后端堵盖(10)；所述绝热层(2)粘接于燃烧室壳体(1)内表面；所述一体化翼柱型芯模组件(4)设于燃烧室壳体(1)内部，且与燃烧室同轴；一体化翼柱型芯模组件(4)为一体化芯模外壳(5)与内部支撑结构(6)连接而成的圆环状腔体结构；其中，一体化芯模外壳(5)前端与燃烧室壳体(1)粘接，后端与燃烧室壳体(1)留有间断距离，用于装药通道的布置；所述前端堵盖(8)和后端堵盖(10)分别安装在燃烧室壳体(1)的前、后端；后端堵盖(10)同时与一体化翼柱型芯模组件(4)后端配合连接，对一体化翼柱型芯模组件起支撑作用；后端堵盖(10)上设有与燃烧室壳体(1)连通的装药通道，用于对燃烧室壳体进行装药，固化后形成翼柱型药柱(3)。2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具，其特征在于，所述的一体化芯模外壳(5)与内部支撑结构(6)的连接位置进行厚度局部减薄处理，便于药柱固化后进行拆除。3.根据权利要求1或2所述的一种固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具，其特征在于，所述前端堵盖(8)和燃烧室壳体(1)之间设有前端密封圈(7)；后端堵盖(10)和燃烧室壳体(1)之间设有后端密封圈(9)。4.根据权利要求1或2所述的一种固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具，其特征在于，所述的一体化翼柱型芯模组件(4)采用硝化纤维素材料制造。5.根据权利要求3所述的一种固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具，其特征在于，所述的一体化翼柱型芯模组件(4)采用硝化纤维素材料制造。6.一种采用如权利要求1-5任一所述的固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具的成型方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：按照翼柱型药柱(3)内部形状匹配设计一体化翼柱型芯模组件(4)，根据药柱内部的应力水平，确定一体化芯模外壳(5)厚度及内部支撑结构(6)的数量与位置；步骤2：将增材制造的打印喷头放入燃烧室壳体(1)内部，将一体化芯模外壳(5)和内部支撑结构(6)一体化打印成型，并通过粘接剂与燃烧室壳体(1)前端粘接；步骤3：在燃烧室壳体(1)前端安装前端密封圈(7)和前端堵盖(8)，在燃烧室壳体(1)后端安装后端密封圈(9)和后端堵盖(10)；步骤4：燃烧室壳体(1)内部抽真空后，利用后端堵盖(10)内部的装药通道进行装药；步骤5：待翼柱型药柱(3)固化后，拆卸前端堵盖(8)和前端密封圈(7)，以及后端堵盖(10)和后端密封圈(10)；步骤6：将一体化翼柱型芯模组件(4)中的内部支撑结构(6)拆除，完成免拆卸翼柱型药柱的成型。

技术总结
本发明提供了一种固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具及成型方法，属于航空航天技术领域。所述的成型模具包括燃烧室壳体、绝热层、翼柱型药柱、一体化翼柱型芯模组件、前端堵盖和后端堵盖。本发明所述的方法可以实现一体化翼柱型药柱结构的成型，采用芯模免拆卸方法，为复杂翼柱型药柱生产提供一种快速高效的实现手段。与现有的芯模制作工艺相比，该方法无需复杂芯模结构的设计及拆卸，能够明显提高生产效率，同时还可以避免复杂芯模脱模过程造成的药柱损伤等问题。免拆卸芯模结构的存在也可以对药柱表面起到保护作用，芯模材料采用可燃纤维素材料，点火后能够迅速燃烧，不对发动机的内弹道产生影响。机的内弹道产生影响。机的内弹道产生影响。


技术研发人员：国峰楠 孙得川 夏广庆 鹿畅
受保护的技术使用者：大连理工大学
技术研发日：2022.04.18
技术公布日：2022/7/1