[实用新型]一种拉杆绝热成型固化装置

说明书

本实用新型涉及一种拉杆绝热成型固化装置，包括前工艺堵盖、前工艺环、后工艺环和后工艺堵盖，前工艺堵盖、前工艺环、后工艺环和后工艺堵盖采用拉杆连接在一起。本实用新型通过加工成型工艺环、连接环、堵盖和拉杆等部件，然后采用螺母进行紧固，可以满足工艺1.0‑1.2MPa承压要求，将其进行连接在一起进行承压，满足筒段模压件的绝热成型压力要求，避免了环键卡住等情况，实现快速拆卸成型工装，无需多次敲打工装，避免损伤壳体等质量问题，生产效率也大幅度提高。

技术领域

本发明涉及一种固化装置，特别涉及一种拉杆绝热成型固化装置。

背景技术

内绝热层材料作为固体火箭发动机燃烧室的保护层，位于发动机燃烧室壳体与推进剂药柱之间，具有耐高温烧蚀，抗高速热流冲刷及良好的力学性能，是保证火箭发动机正常工作的关键组成部分。为了保证绝热层的热防护效果，绝热材料需要以一定的厚度和形状成型到钢壳体内部。

固体火箭发动机绝热层成型工艺方法常采用气囊加压固化成型，绝热固化工装采用环键结构紧固连接，通过加工成型工艺环、定位环、堵盖和环键等部件，然后采用螺栓将其进行连接在一起进行承压。一般压力为0.7-0.8MPa，绝热固化工装采用环键结构紧固连接，壳体绝热后由于工艺环与壳体间隙影响，绝热材料溢料后导致环键卡死，成型工艺环无法拆卸。

目前，部分型号绝热固化工装采用环键结构紧固连接，壳体绝热后由于工艺环与壳体间隙影响，绝热材料溢料后导致环键卡死，成型工艺环无法拆卸，影响正常生产进度。同时部分型号壳体键槽深度约0.5mm，采用环键紧固可靠性差，存在安全风险。某型固体火箭发动机燃烧室金属壳体为圆筒结构，前后开口小，绝热层呈锥度分布。由于该绝热材料成型需要1.0-1.2MPa压制压力，加之金属壳体为易变形的薄壁结构，给工装定位带来很大困难，易造成橡胶绝热层厚薄不均，同时壳体键槽深度约0.5mm，存在安全风险。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种拉杆绝热成型固化装置，以解决现有采用环键结构紧固连接的绝热固化工装，因绝热材料溢料后导致环键卡死，成型工艺环无法拆卸的问题。

为解决存在的技术问题，本发明采用的技术方案为：一种拉杆绝热成型固化装置，包括前工艺堵盖、前工艺环、后工艺环和后工艺堵盖，所述前工艺堵盖、前工艺环、后工艺环和后工艺堵盖采用拉杆连接在一起。

有益效果

本发明通过加工成型工艺环、连接环、堵盖和拉杆等部件，然后采用螺母进行紧固，可以满足工艺1.0-1.2MPa承压要求，将其进行连接在一起进行承压，满足筒段模压件的绝热成型压力要求，避免了环键卡住等情况，实现快速拆卸成型工装，无需多次敲打工装，避免损伤壳体等质量问题，生产效率也大幅度提高。

附图说明

图1成型工装示意图，图中标记：1—前工艺堵盖、2—前工艺环、3—连接环、4—拉杆、5—后工艺环、6—后工艺堵盖、7—螺母、8—垫圈；

图2 成型工装侧示图；

图3 拉杆示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明做进一步的说明，需要说明的是本发明并不局限于以下具体实施例，凡在本申请技术方案基础上做的同等变换均落入本发明的保护范围。

如图1-3所示，一种拉杆绝热成型固化装置，包括：前工艺堵盖1、前工艺环2、连接环3、拉杆4、后工艺环5、后工艺堵盖6、螺母7、垫圈8。

前工艺环2与壳体的绝热层进行贴合，用于成型绝热层结构尺寸；连接环3用于隔离工艺环与壳体，进行承压；前工艺堵盖1与气囊直接接触，用于气囊限位；后工艺堵盖6同时实现气囊的气嘴通过，进而可以连接充气管路，实现气囊充压；后工艺环5用于成型绝热层尾部台阶尺寸；拉杆4用于将前后的成型装置连接在一起，然后通过螺母7、垫圈8实现紧固，确保满足承压要求。

本实用新型采用壳体进行实验验证，可以满足承压要求，绝热层成型质量良好，生产效率明显提高。