[发明专利]一种封头绝热层快速模压预成型装置

说明书

本发明涉及固体火箭发动机封头绝热层模压预成型工艺过程，具体涉及一种封头绝热层快速模压预成型装置。包括阳模、阴模、导柱、导向套，通水孔，密封盖板，挡板及紧固螺栓，所述阴模、阳模合模靠导向套和导柱进行定位；所述阳模和阴模中设置通水孔，通水孔内部挡板与孔道间及通水孔与模具盖板间进行密封，通水孔密封通过密封盖板和紧固螺栓实现。所述模具阳模和阴模中增加多个可通循环介质的串并联孔道，使加热或降温循环介质直接通入模具内部。本发明对模具传热面积增加和传热距离减少，提高了模具的升温速率；模具内部通入冷水，提高了降温速率；循环介质直接对模具进行升降温，避免了压机压板升降温的能耗，降低了过程能耗。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机封头绝热层模压预成型工艺过程，具体涉及一种封头绝热层快速模压预成型装置。

背景技术

固体火箭发动机内绝热层，主要作用是防止燃烧室壳体在发动机工作过程中达到危及结构完整性的温度，此外，还可以防止燃烧产物对壳体的冲刷，缓冲壳体应变向推进剂的传递，阻止推进剂中某些化学成分向发动机壁迁移而腐蚀壳体，按设计要求限制推进剂局部表面的燃烧，引导燃烧产物在最大可能的程度上以层流的方式进入喷管，密封壳体、附件和其接缝，以阻止燃气泄露及热燃产物对其损伤，防止导弹发射时的气动摩擦热及高空辐射的侵入以保护药柱。

国内发动机钢壳体内绝热大多采用厚度可控制、烧蚀率低的片材绝热层。成型方法主要沿用传统的手工贴片成型工艺为主，绝热层制作多以垒片粘贴的方法，这种生产方式不仅效率低，而且在生产过程中易出现绝热层鼓包(气泡)、凹坑、脱粘、厚度不均现象，凹坑的出现将使绝热层有效厚度减小，降低了热防护能力；鼓包、脱粘会使绝热层与壳体间粘接强度降低，在发动机工作中，极易受到热气流侵蚀，造成绝热层结构的破坏，从而导致热防护失败。同时手工贴片这种工艺的适用性差，直径较小的发动机，操作人员难以对壳体进行绝热，制约小开口大长细比发动机的设计基础进展。随着固体火箭发动机的多样化和结构复杂化，手工粘贴绝热工艺已经不能适应固体火箭发动机的多样化和复杂化设计要求。由于绝热层的手工贴片制造过程中很容易产生的以上缺陷。为此，近年来封头绝热层和人工脱粘层模压预成型技术得到了开发和应用，模压预成型技术是一种新型的绝热层成型工艺，先将封头绝热层结构利用模具模压成型，然后再粘贴到壳体上，采用该方法不仅消除了因手工垒片结构产生的气泡、气隙、绝热片材的搭接，而且可使手工贴片的搭接缝移至燃烧室筒体段，对于非端面燃料的发动机而言，筒体段部位的绝热层几乎不与燃气接触，因为药柱的本身就是一层很好的绝热层。另一方面，采用模压预成型工艺制造的绝热层致密均匀，厚度还可以严格按照设计要求，不仅减轻了发动机壳体绝热层的消极质量，还提高了发动机质量，还提高了点火可靠性。

现有封头绝热层模压成型工艺过程为：利用平板硫化机对模具及物料进行加热，模具及绝热材料达到一定温度具有一定流动性后施加压力使绝热材料在模具内成型，保压降温至预制产品具有一定强度后进行脱模操作，脱模后对产品厚度进行测量，对产品表观质量进行检查。具体工艺过程如下：

1）模具预热：为增加传热效率提高模具与平板硫化机温差，平板硫化机初始设定温度150℃对模具进行预热，此时模具温度与压机温度均进行升温。当模具温度达到40℃时将平板硫化机设定温度调整至80℃，此阶段模具温度继续升高，平板硫化机温度降低。当模具温度升温至物料成型所需温度（60～75）℃，平板硫化机温度下降至80℃时，模具温度及平板硫化机温度维持平衡状态。现升温曲线见图1。

2）物料预热：当模具温度恒定后将固定重量的绝热材料软片铺置于模具型腔内，物料开始预热，预热时间20min。

模压成型：材料预热均匀后施加压力10MPa，使材料在模具型腔内成型。

4）保压降温：关闭平板硫化机加热系统，保压降温，此时平板硫化机与模具及模压制品同步降温，降温曲线见图2。

5）脱模：当模具及模压产品温度降低至≤40℃后，模压产品具有一定强度后进行脱模操作，脱模后对产品厚度及表观进行测量检查，符合要求后存放待用。