专利汇可以提供一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置及使用方法专利检索,专利查询,专利分析的服务。并且本 发明 提供了一种固体火箭 发动机 插芯绝 热层 成型装置,包括模芯(1)、模芯 定位 板(2)、定位环(3)、密封底座(4)、加压机构(5)、第一上 锁 模板(6)、第二上锁模板(7)、锁模杆(8);模芯(1)为低 粘度 绝缘材料 冲压 成型部件;所述模芯定位板(2)用于固定模芯(1);所述定位环(3)用于固定发动机壳体,并与模芯定位板(2)配合将模芯(1)送入发动机壳体腔中;密封底座(4)用于封堵发动机壳体腔底部并形成密封;加压机构(5)用于向模芯(1)施加压 力 使模芯(1) 挤压 发动机壳体腔中的低粘度绝缘材料;所述第一上锁模板(6)、第二上锁模板(7)和锁模杆(8)配合使用,对冲压到位后的模芯(1)进行锁模保压。,下面是一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置及使用方法专利的具体信息内容。
1.一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置,其特征在于,它包括模芯(1)、模芯定位板(2)、定位环(3)、密封底座(4)、加压机构(5)、第一上锁模板(6)、第二上锁模板(7)、锁模杆(8);
所述模芯(1)为低粘度绝缘材料冲压成型部件,其外表面形状和尺寸与固体火箭发动机插芯绝热层的内表面匹配,用以保证绝热层内表面的形状和尺寸;
所述模芯定位板(2)用于固定模芯(1)并将模芯(1)导向送入发动机壳体腔中;
所述定位环(3)用于固定发动机壳体,并与模芯定位板(2)配合将模芯(1)经定位环(3)表面上的孔洞送入发动机壳体腔中;
所述密封底座(4)用于封堵发动机壳体腔底部并形成密封,密封底座(4)包括密封圈;
所述加压机构(5)用于通过模芯定位板(2)向模芯(1)施加压力,以使模芯(1)挤压发动机壳体腔中的低粘度绝缘材料;
所述第一上锁模板(6)、第二上锁模板(7)和锁模杆(8)配合使用,对冲压到位后的模芯(1)进行锁模保压,使被挤压的低粘度绝缘材料在发动机壳体腔内,所述第一上锁模板(6)设置在模芯定位板(2)上,所述第二上锁模板(7)设置在固定发动机壳体底端下,所述锁模杆(8)包括多根,均连接固定在第一上锁模板(6)、第二上锁模板(7)之间。
2.如权利要求1所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置,其特征在于,所述模芯(1)在发动机插芯绝缘层尺寸精度的允许范围内,沿模芯定位板(2)受力方向设置<0.5°上大下小的锥度,以便于脱模拔模。
3.如权利要求1所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置,其特征在于,所述模芯定位板(2)的下表面四周设置有导柱;所述定位环(3)的四周设置有与模芯定位板(2)上导柱位置匹配的导套,导套周长大于导柱,以使导柱进入导套中。
4.如权利要求3所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置,其特征在于,所述导柱与导套的同轴度误差小于0.05mm。
5.如权利要求1所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置,其特征在于,所述模芯定位板(2)与模芯(1)通过螺纹孔、螺栓连接固定。
6.如权利要求1所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置,其特征在于,所述加压机构(5)为大型发动机或便携式千斤顶,以提供大于5MPa的锁模力。
7.如权利要求1所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置,其特征在于,所述上锁模板(6)、下锁模板(7)与锁模杆(8)均通过螺栓连接锁住模芯(1)与发动机壳体腔。
8.一种固体火箭发动机插芯绝热层成型方法,其特征在于,它使用如权利要求1-7中任一权利要求所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型装置,包括以下步骤:
步骤一:将低粘度绝热材料制备好,并按照理论重量称量好备用;
步骤二:将发动机壳体下端通过密封底座、密封圈进行固定封堵,将定位环(3)同发动机壳体固定;
步骤三:将模芯定位板(2)与模芯(1)连接,备用;
步骤四:将低粘度绝热材料浇注至发动机壳体腔中,通过专用吊装架将模芯定位板(2)连同模芯(1)吊起,使导柱进入定位环(3)的导套,以使模芯(1)经定位环(3)中心的孔洞缓慢插入发动机壳体腔中,使其在自重作用下合入发动机壳体腔中至一定高度;
步骤五:通过加压机构(5)向模芯定位板(2)加压将模芯(1)压到位,合模到位后,通过上锁模板(6)、下锁模板(7)与锁模杆(8)锁模保压;
步骤六:锁模后卸压后,进行固化,固化完成后脱模。
9.如权利要求8所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型方法,其特征在于,所述步骤六中的固化的方式为室温固化或者140~180℃范围温度的固化。
10.如权利要求8所述的固体火箭发动机插芯绝热层成型方法,其特征在于,所述步骤一中的低粘度绝热材料为低粘度三元乙丙橡胶绝热层、低粘度树脂模塑料、低粘度硅橡胶材料中的一种或多种。
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