阅读说明：本技术 用于火箭发动机药柱成型的组合芯模结构及其使用方法 (Combined core mold structure for rocket engine grain molding and use method thereof ) 是由 邱奇 陈永钊 刘美珍 邓安华 程山 李钦 刘相鹏 鄂鹏飞 龙祥源 李换朝 赵碧娟 于 2019-09-02 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种用于火箭发动机药柱成型的组合芯模结构及其使用方法,药柱侧面上设有多个异型缺口,该结构包括多组异型组件,多组异型组件与药柱异型缺口配合形成圆柱体,每组异型块组件沿周向设有第一异型块和第二异型块,第一异型块接触待成型药柱,为金属件；第二异型块位于第一异型块远离药柱的一侧,且第二异型块为硅橡胶材质,第一异型块最厚处的尺寸小于火箭发动机药柱成型中脱模开口的最小尺寸；该结构还包括成型橡胶套和定位过渡环,成型橡胶套的端面对第二异型块的端面进行卡紧,定位过渡环的端面对第一异型块端面及成型橡胶套进行卡紧。采用该结构及方法能够很好适应小内孔药型发动机推进剂装药,装配效率高,质量稳定,可靠性好。(The invention discloses a combined core mold structure for rocket engine grain forming and a use method thereof, wherein a plurality of special-shaped gaps are arranged on the side surface of a grain, the structure comprises a plurality of groups of special-shaped assemblies, the groups of special-shaped assemblies and the grain special-shaped gaps are matched to form a cylinder, each group of special-shaped block assemblies are circumferentially provided with a first special-shaped block and a second special-shaped block, and the first special-shaped block is in contact with the grain to be formed and is a metal piece; the second special-shaped block is positioned on one side of the first special-shaped block, which is far away from the grain, and is made of silicon rubber, and the size of the thickest part of the first special-shaped block is smaller than the minimum size of a demoulding opening in rocket engine grain forming; the structure further comprises a molded rubber sleeve and a positioning transition ring, wherein the end face of the molded rubber sleeve clamps the end face of the second special-shaped block, and the end face of the positioning transition ring clamps the end face of the first special-shaped block and the molded rubber sleeve. By adopting the structure and the method, the propellant charging of the small inner bore explosive type engine can be well adapted, the assembly efficiency is high, the quality is stable, and the reliability is good.)

用于火箭发动机药柱成型的组合芯模结构及其使用方法

技术领域

本发明属于火箭发动机装药技术领域，具体涉及一种用于火箭发动机药柱成型的组合芯模结构及其使用方法。

背景技术

为使固体火箭发动机具有很好的内弹道性能，某小型发动机药型设计中出现了锥槽型、翼柱型两者结合的异型药型，发动机药型通常采用金属组合芯模进行药型面的成型，现有金属组合芯模包括翼、连接件、固定筒、盖件、定位环和过渡环，上述各件拼接组成完整芯模结构；装药前金属芯模在发动机燃烧室内进行合理组合、连接为一整体，脱模时分块、分瓣取出，形成完整的药型结构。对于特殊的尾部异型结构的药型，由于壳体结构尺寸，无法满足装配、脱模拆卸的操作需求，适用于更小内孔药型发动机的装药。由于药浆浇注的需求，不能直接成型药型面，需要料浆固化后整形来保障药柱结构，整形过程又带来相当高的安全风险，对保证质量的一致性也存在困难。

固体发动机通常采用芯模进行药型面的成型，对于复杂的内型面，需要使用组合芯模。为满足装配、脱模拆卸的操作需求，必须给组合芯模紧固件提供一定的操作空间。

为了满足推力比和质量比的要求，研发一种火箭发动机推进剂异型药型，其三维结构如图1所示，药柱侧面上设有多个异型缺口，由于异型块最大宽度尺寸＞最大脱模空间，不能满足拆卸要求，导致模具装配及后续脱模困难。

发明内容

本发明提供一种异型硅橡胶组合芯模结构及其使用方法，能够很好适应小内孔药型发动机推进剂装药，装配效率高，质量稳定，可靠性好。

本发明所采取的技术方案是，一种用于火箭发动机药柱成型的组合芯模结构，药柱侧面上设有多个异型缺口，该结构包括多组异型组件，多组异型组件与药柱异型缺口配合形成圆柱体，每组异型块组件沿周向设有第一异型块和第二异型块，第一异型块接触待成型药柱，为金属件；第二异型块位于第一异型块远离药柱的一侧，且第二异型块为硅橡胶材质，第一异型块最厚处的尺寸小于火箭发动机药柱成型中脱模开口的最小尺寸；该结构还包括成型橡胶套和定位过渡环，成型橡胶套的端面对第二异型块的端面进行卡紧，定位过渡环的端面对第一异型块端面及成型橡胶套进行卡紧。

进一步地，所述第一异型块靠第二异型块侧设有定位台阶，第二异型块侧靠第一异型块侧设有定位凹槽，定位台阶与定位凹槽配合连接。

进一步地，所述第一异型块与第二异型块接触的面上还设有双面胶层。

进一步地，所述第一异型块靠定位过渡环侧的端面上设有定位销和螺纹孔，定位过渡环靠第一异型块的端面设有与定位销对应的定位孔，以及与螺纹孔配合的螺栓。

进一步地，所述定位过渡环靠第一异型块端为斜面结构，该端部从定位过渡环的中心向外侧厚度逐渐增加。

进一步地，第二异型块从靠成型橡胶套一端至远离成型橡胶套的一端，厚度尺寸逐渐减小。厚度最大差值小于0.2mm。

进一步地，所述成型橡胶套为环状结构，其一端面的宽度大于第二异型块的厚度，且小于第一异型块与第二异型块厚度之和；外侧面的形状与火箭发动机药柱成型内腔室形状配合，另一端端面与定位过渡环配合。

进一步地，成型橡胶套沿径向设有切断口。

本发明还涉及采用所述结构进行火箭发动机药柱成型的方法，包括以下步骤：在火箭发动机壳体内腔室先将成型橡胶套安装到位，然后分别将第一异型块与第二异型块安装后形成异形组件，并将异型组件安装到位，再安装定位过渡环，直至装配到位后进行装药浇注及药柱成型；拆卸时，先取出其他装配及定位过渡环，然后取出成型橡胶套，最后依次取出第一异型块和第二异型块，完成火箭发动机药柱成型。

进一步地，装药前在异型组件的外侧与装药腔室绝热层内层设有海绵片，装药结束后，拆卸完组合芯模结构后取出海绵片。

本发明具有以下有益效果：

1、通过将异形组件沿周向分为不同的异型块，第一异型块接触待成型药柱，采用金属件；第二异型块位于第一异型块远离药柱的一侧，且第二异型块为硅橡胶材质，第一异型块能够满足药柱成型的要求，第二异型块采用硅橡胶材质，具有一定的柔性，便于后期脱模。而且在第一异型块与第二异型块之间设置定位台阶，使得第一异型块与第二异型块不采用紧固连接件即可进行连接定位，节省接固件操作空间。

2、第一异型块通过靠定位过渡环侧的端面上设有定位销和螺纹孔，定位过渡环靠第一异型块的端面设有与定位销对应的定位孔，以及与螺纹孔配合的螺栓。通过定位销与定位孔配合、螺纹孔与螺栓的配合，实现第一异型块与定位过渡环的连接定位。第二异型块经成型橡胶套后也通过定位过渡环进行定位，结构稳定。

3、成型橡胶套采用硅橡胶整体压制成型，由于硅橡胶是具有可逆形变的高弹性聚合物，在外力作用下能产生较大形变，除去外力后能恢复原状，具有良好的物理性能。采用该成型橡胶套能够很好的在给结构装配及装药过程中对内腔室与异型组件之间的空隙进行填充。成型橡胶套设计为环状结构，安装及拆模时不太方便，容易与药柱其他部件咬合，发明人通过研究，发现主要是因为其尺寸小、弯曲曲率半径小导致安装、拆卸困难，采用将成型橡胶套沿径向设置切断口，能够降低曲率半径对安装、拆卸的影响。

4、为了防止异型块与绝热套之间渗药后增加脱模力，增加拆卸难度的问题，发明人为减少异型组件与绝热套间隙，在定位过渡环上增加一定斜面，异型块安装时会产生一定涨紧力以减小异型组件与绝热套间隙。增加斜面后确保药浆不渗到绝热套内，是斜面设计考虑的重点，鉴于结构件尺寸过小，不能采用密封槽结构；通过在定位过渡环上加工斜面，最大厚度差值小于0.2mm，可以避免出现渗药。

附图说明

图1为背景技术中异型药柱的三维结构图。

图2为本发明组合芯模结构的***示意图。

图3为本发明组合芯模结构剖面示意图。

图4为采用本发明结构进行火箭发动机药柱成型的使用状态图。

具体实施方式

下面结合实施例来进一步说明本发明，但本发明要求保护的范围并不局限于实施例表述的范围。

如图1-4所示，一种用于火箭发动机药柱成型的组合芯模结构，药柱侧面上设有多个异型缺口，该结构包括多组异型组件，多组异型组件与药柱异型缺口配合形成圆柱体，每组异型块组件沿周向设有第一异型块1和第二异型块2，第一异型块接触待成型药柱，为金属件；第二异型块位于第一异型块远离药柱的一侧，且第二异型块为硅橡胶材质，第一异型块最厚处的尺寸小于火箭发动机药柱成型中脱模开口的最小尺寸；该结构还包括成型橡胶套3和定位过渡环4，成型橡胶套的端面对第二异型块的端面进行卡紧，定位过渡环的端面对第一异型块端面及成型橡胶套进行卡紧。

优选方案中，所述第一异型块靠第二异型块侧设有定位台阶5，第二异型块侧靠第一异型块侧设有定位凹槽6，定位台阶与定位凹槽配合连接。定位台阶与定位凹槽均沿轴向设置，便于将第一异型块靠第二异型块分开，通过定位台阶与定位凹槽进行匹配卡紧，避免使用其他紧固件，安装拆卸方便。

进一步优选地，所述第一异型块与第二异型块接触的面上还设有双面胶层。所述双面胶层的厚度为0.1mm。便于模具装配时，第一异型块与第二异型块之间的固定，防止装配时脱落。

另一优选方案中，所述第一异型块靠定位过渡环侧的端面上设有定位销7和螺纹孔8，定位过渡环靠第一异型块的端面设有与定位销对应的定位孔，以及与螺纹孔配合的螺栓9。进一步优选地，第一异型块的端部设有两个定位销和1个螺纹孔，螺纹孔位于两个定位销之间。通过该设置，便于第一异型块与定位过渡环的定位连接。

进一步优选地，所述定位过渡环靠第一异型块端为斜面结构，该端部从定位过渡环的中心向外侧厚度逐渐增加。通过斜面设置，可以防止异型块与绝热套之间因为渗药而增加脱模力，降低拆卸难度。

另一优选方案中，第二异型块从靠成型橡胶套一端至远离成型橡胶套的一端，厚度尺寸逐渐减小。便于第二异型块的脱模。

进一步优选地，所述成型橡胶套为环状结构，其一端面的宽度大于第二异型块的厚度，且小于第一异型块与第二异型块厚度之和；外侧面的形状与火箭发动机药柱成型内腔室形状配合，另一端端面与定位过渡环配合。成型橡胶套采用硅橡胶整体压制成型，由于硅橡胶在热环境下会发生一定形变，在其与定位过渡环径向、轴向配合位置预留一定间隙，具体案例中，成型橡胶套内侧壁与定位过渡环之间预留0.25mm的间隙，成型橡胶套端面与定位过渡环之间预留0.3mm的间隙。

进一步优选地，成型橡胶套沿径向设有切断口。在成型橡胶套整体压制成型后切开，切断口的宽度为0.2mm。该切断口的设置便于成型橡胶套的安装，尤其便于其拆除。

采用所述结构进行火箭发动机药柱成型的方法，包括以下步骤：在火箭发动机壳体内腔室先将成型橡胶套安装到位，然后分别将第一异型块与第二异型块安装后形成异形组件，并将异型组件安装到位，再安装定位过渡环，直至装配到位后进行装药浇注及药柱成型；拆卸时，先取出其他装配及定位过渡环，然后取出成型橡胶套，最后依次取出第一异型块和第二异型块，完成火箭发动机药柱成型。

优选方案中，装药前在异型组件的外侧与装药腔室绝热层内层设有海绵片，装药结束后，拆卸完组合芯模结构后取出海绵片。防止异型组件与绝热层之间出现渗药。

具体装配时，还需要用到定位环10、成型压套11和沸腾圈12，均为药柱装药成型中的常规配件，为了本发明异型药柱的成型，成型压套靠药柱端面设有凸起的半球面，用于在药柱成型后端面形成凹槽。其中定位环与定位过渡环进行可拆卸连接，成型压套另一端连接沸腾圈，通过沸腾圈进行药浆的浇注。浇注药浆固化后拆除配件及组合芯模结构的各部件，完成药柱的制备成型。

本技术方案由于硅橡胶的使用，节约了工具的操作空间，很好适应了小内孔药型发动机推进剂装药，装配效率高、质量稳定，可靠性好。目前已完成2000多台火箭发动机组装，模具型腔尺寸能够满足设计各项技术指标，通过多次地面试验、飞行抽试。