[发明专利]一种固体火箭发动机矩形扯离试件的成型方法

权利要求书

1.一种固体火箭发动机矩形扯离试件的成型方法，其特征在于，包括：

将侧模Ⅰ(1)与阴底模(2)垂直安装，得到阴侧模(3)；将侧模Ⅱ(4)与阴底模(5)垂直安装，得到阳侧模(6)；

将2N个带绝热层矩形扯离头分别放置在阴侧模(3)和阳侧模(6)中，并通过插销固定；

将放置有带绝热层矩形扯离头的阴侧模(3)阳侧模(6)对接安装，并通过螺栓紧固，形成一面有开口的型腔模；

当带绝热层矩形扯离头绝热层表面刷衬层后，向型腔模中浇入推进剂；

推进剂浇入完成后，在开口处压入压膜(7)，并盖上定位盖板(8)，即完成矩形扯离试件的推进剂装药；

推进剂完全固化后进行脱模，得到N个相互分开的矩形扯离试件。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机矩形扯离试件的成型方法，其特征在于，2N个带绝热层矩形扯离头，包括：N个有人工脱粘面的带绝热层矩形扯离头(9)和N个无人工脱粘面的带绝热层矩形扯离头(10)；

N个有人工脱粘面的带绝热层矩形扯离头(9)放置在阴侧模(3)中，并通过插销固定；

N个无人工脱粘面的带绝热层矩形扯离头(10)放置在阳侧模(6)中，并通过插销固定。

3.根据权利要求1或2所述的固体火箭发动机矩形扯离试件的成型方法，其特征在于，N＝5。

4.根据权利要求1或2所述的固体火箭发动机矩形扯离试件的成型方法，其特征在于，还包括：

在侧模Ⅰ(1)、阴底模(2)、侧模Ⅱ(4)、阴底模(5)、压膜(7)、盖板(8)和插销的所有表面喷涂聚四氟乙烯。

5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机矩形扯离试件的成型方法，其特征在于，带绝热层矩形扯离头，包括：矩形本体(11)、设置在矩形本体(11)上的凸起(12)、以及设置在凸起(12)中心位置的通孔(13)。

6.根据权利要求5所述的固体火箭发动机矩形扯离试件的成型方法，其特征在于，

带绝热层矩形扯离头的长度为100±0.2mm、宽度为25±0.2mm；

凸起(12)的直径为16mm；

通孔(13)的直径为6mm；

矩形本体(11)的厚度为7mm；

凸起(12)上表面与矩形本体(11)上表面之间的间距为15mm；

通孔(13)的圆心到凸起(12)上表面的垂直距离为8mm。

7.根据权利要求1所述的固体火箭发动机矩形扯离试件的成型方法，其特征在于，推进剂完全固化后进行脱模，得到N个相互分开的矩形扯离试件，包括：

推进剂完全固化后，拆除连接用的插销和螺栓；

将脱模工装(14)安装在侧模Ⅰ(1)外壁上，并通过液压泵(15)控制脱模工装(14)完成对阴侧模(3)的脱模；

将脱模工装(14)安装在侧模Ⅱ(4)外壁上，并通过液压泵(15)控制脱模工装(14)完成对阳侧模(6)的脱模；

得到N个相互分开的矩形扯离试件。

8.根据权利要求7所述的固体火箭发动机矩形扯离试件的成型方法，其特征在于，脱模工装(14)上设置有与带绝热层矩形扯离头对应的N个脱模孔(16)。

9.根据权利要求1所述的固体火箭发动机矩形扯离试件的成型方法，其特征在于，

推进剂的浇入宽度为50mm、浇入高度为100±0.5mm、浇入厚度为25±0.5mm；

带绝热层矩形扯离头的绝热层厚度为2mm。

10.根据权利要求1所述的固体火箭发动机矩形扯离试件的成型方法，其特征在于，脱模后得到的矩形扯离试件可直接用于测试绝热层与推进剂之间的粘接强度。