[实用新型]一种用于膏状绝热材料插芯压注工艺的工装

说明书

本实用新型公开一种用于膏状绝热材料插芯压注工艺的工装，定位法兰安装在壳体的一端，导向法兰安装在壳体的另一端，导向法兰中部具有导向短筒，导向短筒的外壁与壳体内壁贴合，芯棒通过导向短筒伸入到壳体内并与定位法兰的表面压紧连接，壳体内壁、导向短筒、芯棒外壁、定位法兰之间围成封闭的膏状绝热材料腔，定位法兰与芯棒接触的表面上还均布有导料槽，导料槽均与膏状绝热材料腔相连通。通过设置与膏状绝热材料腔相连通的导料槽，保证了膏状绝热材料在受到芯棒的挤压力时，能够通过导料槽的导向，顺利的流向位于芯棒外缘的膏状绝热材料腔，从而保证有足够的膏状绝热材料流到膏状绝热材料腔内，并在一定的压力下形成均匀、致密的绝热层。

技术领域

本实用新型涉及固体火箭发动机热防护结构内绝热层制造领域，特别是涉及一种用于膏状绝热材料插芯压注工艺的工装。

背景技术

固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机，目前，固体火箭发动机绝热层的制造主要方法有贴片气囊加压、模压成型及绝热管体外成型装配等工艺。气囊内撑加压因其柔性加压特性，无法满足绝热管孔尺寸的精度；模压成型工艺具有技术成熟稳定，应用范围广等优点，但操作工序复杂，生产效率较低；对于体外成型工艺，要求发动机壳体本身结构简单才可实现绝热层与壳体的装配，应用面较窄。

膏状绝热材料能够满足发动机绝热层的高效制造，目前，固体火箭发动机膏状绝热材料绝热层制造的一般方法是刮涂+热压釜加压成型于发动机内壁，这种工艺制作出的绝热层存在表面不平整、绝热层致密度难以保证等问题。且受限于刮涂工艺的可实施性，膏状绝热材料内部的填料状态，尤其是短切纤维的长度不宜过长，导致其抗冲刷性能没有得到充分的发挥，应用于热防护领域具有一定的风险。

针对上述问题，申请号为201911200328.7的发明专利申请公开了一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置及使用方法，其通过在壳体内插芯挤压低粘度绝热材料使绝热材料成型于壳体内壁。但该专利仅适用于低粘度、流动性很好的绝热材料，而对于粘度稍高、流动性稍差的膏状绝热材料由于模芯施加挤压力后，不能很好的流动到相应位置，而使成型效率降低、甚至成型的绝热层无法满足致密度以及均匀性的要求等。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种用于膏状绝热材料插芯压注工艺的工装，以解决上述现有技术存在的问题，能够提高绝热层的成型效率，保证绝热层结构的致密性与均匀性，从而保证成型的绝热层满足高标准的使用要求。

为实现上述目的，本实用新型提供了如下方案：本实用新型提供一种用于膏状绝热材料插芯压注工艺的工装，包括定位导向组件和芯棒，所述定位导向组件包括导向法兰和定位法兰，所述定位法兰安装在待加工的壳体的一端，所述导向法兰安装在所述壳体的另一端，所述导向法兰中部具有导向短筒，所述导向短筒的外壁与所述壳体内壁贴合，所述芯棒通过所述导向短筒伸入到所述壳体内并与所述定位法兰的表面压紧连接，所述壳体内壁、所述导向短筒、所述芯棒外壁、所述定位法兰之间围成封闭的膏状绝热材料腔，所述定位法兰与所述芯棒接触的表面上还均布有导料槽，所述导料槽均与所述膏状绝热材料腔相连通。

优选地，所述定位法兰上设置有定位凸起，所述芯棒上设置有与所述定位凸起配合的定位凹槽。

优选地，所述定位凸起具有中间高外缘低的第一锥面结构，所述定位凹槽上设置有与所述第一锥面结构相配合的第二锥面结构，所述导料槽设置在所述第一锥面结构上。

优选地，所述导料槽为沿所述第一锥面结构径向延伸的沟槽，若干所述沟槽之间通过若干环形槽相连通。

优选地，所述定位法兰上的所述定位凸起外侧还设置有环形限位槽，所述定位法兰通过所述环形限位槽与所述壳体连接；所述定位导向组件还包括定位拉杆，所述定位拉杆将所述定位法兰与所述导向法兰固定连接。

优选地，所述导向法兰上还设置有导套，所述芯棒具有与所述导向法兰配合的翼缘，所述翼缘上设置有与所述导套滑动连接的导柱。