一种固体火箭发动机喷管堵盖及成型方法
阅读说明：本技术 一种固体火箭发动机喷管堵盖及成型方法 (Solid rocket engine nozzle blocking cover and forming method ) 是由 周哲 黄广 彭逍 程新占 张超 申楠 于 2020-12-22 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种固体火箭发动机喷管堵盖,包括骨架和填充物,所述骨架包括若干环形杆、斜杆和横杆,所述环形杆与斜杆的各交接处固定连接,所述横杆将每一层的环形杆连接起来,所述骨架外形的包络型面构成圆台型,所述骨架尺寸小于喷管堵盖尺寸,所述环形杆与斜杆的数量根据喷管堵盖的尺寸与强度要求确定,可根据要求的喷管堵盖强度调整骨架环形杆、横杆、斜杆的数量,环形杆、横杆、斜杆的数量越多,喷管堵盖强度越大。本发明的喷管堵盖以硬质骨架为基础,采用短切高硅氧纤维与可发性聚苯乙烯颗粒混合物发泡成型,提高了堵盖的结构稳定性与强度。(The invention relates to a solid rocket engine nozzle blocking cover which comprises a framework and fillers, wherein the framework comprises a plurality of annular rods, inclined rods and cross rods, the annular rods are fixedly connected with joints of the inclined rods, the cross rods connect the annular rods of each layer, an enveloping profile of the framework shape forms a circular truncated cone shape, the size of the framework is smaller than that of the nozzle blocking cover, the number of the annular rods and the inclined rods is determined according to the size and the strength requirements of the nozzle blocking cover, the number of the annular rods, the cross rods and the inclined rods of the framework can be adjusted according to the required nozzle blocking cover strength, and the larger the number of the annular rods, the cross rods and the inclined rods is, the larger the nozzle blocking cover strength is. The spray pipe plugging cover is formed by foaming a mixture of short high silica fibers and expandable polystyrene particles on the basis of a hard framework, so that the structural stability and strength of the plugging cover are improved.)
技术领域
本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机喷管堵盖及成型方法。
背景技术
固体火箭发动机喷管堵盖通常安装在喷管扩张段或收敛段位置，在发动机贮存期间起密封作用，发动机点火工作时起到初始建压的作用。常用的喷管堵盖有橡胶材料制成的柔性堵盖、铝合金材料制成的金属堵盖、可发性聚苯乙烯颗粒发泡成型堵盖等。采用可发性聚苯乙烯颗粒发泡成型的喷管堵盖通常用于小型固体火箭发动机，当需要较大的堵盖打开压强时由于单一可发性聚苯乙烯颗粒材料自身强度的限制，难以提升到要求的压强；或用于中大型固体火箭发动机时喷管堵盖自身重量增大导致结构稳定性变差。
发明内容
针对现有技术的缺陷和改进需求，本发明提供了一种增强型可发性聚苯乙烯颗粒发泡成型堵盖，以硬质骨架为基础，采用短切高硅氧纤维与可发性聚苯乙烯颗粒混合物发泡成型，提高了堵盖的结构稳定性与强度。
为实现上述目的，本发明提供了一种固体火箭发动机喷管堵盖，包括骨架和填充物，
所述骨架包括若干环形杆、斜杆和横杆，所述环形杆与斜杆的各交接处固定连接，所述横杆将每一层的环形杆连接起来，所述骨架外形的包络型面构成圆台型，所述骨架尺寸小于喷管堵盖尺寸，所述环形杆与斜杆的数量根据喷管堵盖的尺寸与强度要求确定，可根据要求的喷管堵盖强度调整骨架环形杆、横杆、斜杆的数量，环形杆、横杆、斜杆的数量越多，喷管堵盖强度越大；
所述填充物由短切高硅氧纤维与可发性聚苯乙烯颗粒混合发泡成型。
进一步地，所述短切高硅氧纤维质量占比5％-10％，可发性聚苯乙烯颗粒质量占比90％-95％，均匀填充在包含骨架1-1在内的喷管堵盖形腔内，填充物密度在0.22g/cm3-0.32g/cm3之间。
优选地，所述填充物密度在优选为0.27g/cm3。
进一步地，所述骨架中轴线与喷管堵盖中轴线相同，骨架完全被短切高硅氧纤维/可发性聚苯乙烯颗粒混合发泡形成的填充物包围，填充物均匀分布在包括骨架在内的喷管堵盖行腔内。
具体地，所述骨架由N根环形杆、M根斜杆与L根横杆组成，N＝4-25，M＝4-40，L＝4-40，环形杆可布置2-5层，每层2-5根，每层环形杆的圆心相同，各层环形杆的圆心均在同一轴线上，斜杆沿环形杆周向均匀布置2-8组，每根斜杆与每层中的一根环形杆连接，横杆将每一层的环形杆连接起来，斜杆与横杆将所有环形杆连接固定使整个骨架结构外形的包络型面呈现圆台形。
本发明提供的固体火箭发动机喷管堵盖的成型方法，包括如下步骤：
S1、加工骨架备用；
S2、加工成型模具，所述模具包括上模、下模、芯模，所述上模通过螺纹与芯模连接，所述芯模通过螺纹与下模连接，所述上模的下端面、下模的上端面以及芯模的内侧面共同构成喷管堵盖的成型容腔，所述上模上开设了若干排气孔，排气孔直径小于预发后的可发性聚苯乙烯颗粒的直径，防止发泡过程中颗粒跑出喷管堵盖发泡容腔，排气孔用于可发性聚苯乙烯颗粒发泡排气，所述下模的下端面设置有若干环形换热翅片，所述芯模的侧面设置有若干环形换热翅片，(环形热翅片用于强化水与发泡空间内的热交换)；
S3、填充物混合，按一定的比例混合短切高硅氧纤维与预发后的可发性聚苯乙烯颗粒备用，每100质量份填充物中短切高硅氧纤维占比为5-10份；
S4、将骨架放入模具中，根据堵盖密度要求称取定量填充物置入模具内，封好模具；
S5、在高压加热锅内倒入适量的水，设置高压加热锅内压强为1.3atm-1.5atm,待水沸腾后将模具放入高压加热锅内并保证水位没过模具，再保压加热4min-6min；
S6、打开高压加热锅泄压阀，泄压至大气压强，取出模具，放入冷水中冷却，至充分冷却后打开模具，取出喷管堵盖，晾干备用。
所述步骤S1中的骨架采用轻质铝合金或硬质塑料加细杆加工成型。
所述步骤S2中的预发后的可发性聚苯乙烯颗粒，具体预发方法包括步骤：
将可发性聚苯乙烯颗粒平铺在托盘中，平铺高度不大于10mm，在烘箱内对可发性聚苯乙烯颗粒进行预发，预发分两步完成，
S21：将装有可发性聚苯乙烯颗粒的托盘放入40℃-50℃烘箱内保温30-36小时，然后将烘箱温度升至70℃-80℃，继续保温10min-15min后关闭烘箱电源；
S22：断电后不打开烘箱门，让在可发性聚苯乙烯颗粒在烘箱内自然冷却至常温，完成预发备用。
所述步骤S4中封好模具的具体方法为将下模与芯模通过螺纹连接，然后依次将骨架、填充物装入下模与芯模连接形成的容腔内，然后将上模与芯模通过螺纹连接。
本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：显著提升了单一聚苯乙烯颗粒发泡成型喷管堵盖的结构强度与结构稳定性，尤其是当喷管堵盖尺寸较大时，硬质骨架对整个喷管堵盖起到支撑作用，可防止喷管堵盖在自身重量与外力的作用下产生较大的变形，甚至是破裂；可为小型固体火箭发动机提高喷管堵盖打开压强提供解决方案；为中大型固体火箭发动机采用聚苯乙烯发泡成型喷管提供解决方案。
本发明的喷管堵盖以硬质骨架为基础，采用短切高硅氧纤维与可发性聚苯乙烯颗粒混合物发泡成型，提高了堵盖的结构稳定性与强度。
附图说明
图1喷管堵盖结构图；
图2骨架结构图；
图3发泡模具结构图。
其中，1_喷管堵盖，1-1_骨架，1-2_填充物，1-1-1_环形杆，1-1-2_斜杆，1-1-3_横杆，2_模具，2-1_上模，2-2_下模，2-3_芯模，2-1-1_排气孔，2-2-1_环形换热翅片，2-3-1_环形翅片。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，均属于本发明保护的范围。
如图1所示，本发明提供了一种固体火箭发动机喷管堵盖，包括骨架和填充物，
所述骨架，如图2所示，包括若干环形杆、斜杆和横杆，所述环形杆与斜杆的各交接处固定连接，所述横杆将每一层的环形杆连接起来，所述骨架外形的包络型面构成(与喷管堵盖相似的)圆台型，所述骨骨架尺寸小于喷管堵盖尺寸，所述环形杆与斜杆的数量根据喷管堵盖的尺寸与强度要求确定，数量越多强度越好；
所述填充物由短切高硅氧纤维与可发性聚苯乙烯颗粒混合发泡成型。
进一步地，所述短切高硅氧纤维质量占比5％-10％，可发性聚苯乙烯颗粒占比90％-95％，均匀填充在包含骨架1-1在内的喷管堵盖形腔内，填充物密度在0.22g/cm3-0.32g/cm3之间。本实施例中所述所述短切高硅氧纤维占比7％，另一个实施例中占比5％。再另一个实施例中占比10％。
本实施例中所述填充物密度在优选为0.27g/cm3。另一个实施例中所述填充物密度在优选为0.22g/cm3。再另一个实施例中所述填充物密度在优选为0.32g/cm3。
所述骨架中轴线与喷管堵盖中轴线相同，骨架完全被短切高硅氧纤维/可发性聚苯乙烯颗粒混合发泡形成的填充物包围，填充物均匀分布在包括骨架在内的喷管堵盖行腔内。
具体地，所述骨架由N根环形杆、M根斜杆与L根横杆组成，N＝4-25，本实施例中N＝15，另一个实施例中N＝4，再另一个实施例中N＝25；M＝4-40，本实施例中M＝20，另一个实施例中M＝4，再另一个实施例中M＝40；L＝4-40，本实施例中L＝22，另一个实施例中L＝4，再另一个实施例中L＝40；环形杆可布置2-5层，本实施例中2层，另一个实施例中3层，再另一个实施例中5层；每层2-5根，本实施例中4根，另一个实施例中3根，再另一个实施例中5根；每层环形杆的圆心相同，各层环形杆的圆心均在同一轴线上，斜杆沿环形杆周向均匀布置2-8组，本实施例中4组，另一个实施例中2组，再另一个实施例中8组；每根斜杆与每层中的一根环形杆连接，横杆将每一层的环形杆连接起来，斜杆与横杆将所有环形杆连接固定使整个骨架结构外形的包络型面呈现圆台形。
本发明提供的固体火箭发动机喷管堵盖的成型方法，包括如下步骤：
S1、加工骨架备用；
S2、加工成型模具，所述模具包括上模、下模、芯模，所述上模通过螺纹与芯模连接，所述芯模通过螺纹与下模连接，所述上模的下端面、下模的上端面以及芯模的内侧面共同构成喷管堵盖的成型容腔，所述上模上开设了若干排气孔，排气孔直径小于预发后的可发性聚苯乙烯颗粒的直径，防止发泡过程中颗粒跑出喷管堵盖发泡容腔，排气孔用于可发性聚苯乙烯颗粒发泡排气，所述下模的下端面设置有若干环形换热翅片，所述芯模的侧面设置有若干环形换热翅片，(环形热翅片用于强化水与发泡空间内的热交换)；
S3、填充物混合，按一定的比例混合短切高硅氧纤维与预发后的可发性聚苯乙烯颗粒备用，每100质量份填充物中短切高硅氧纤维占比为5-10份；本实施例中所述所述短切高硅氧纤维占比7％，另一个实施例中占比5％。再另一个实施例中占比10％；
S4、将骨架放入模具中，根据堵盖密度要求称取定量填充物置入模具内，封好模具；
S5、在高压加热锅内倒入适量的水，设置高压加热锅内压强为1.3atm-1.5atm,本实施例中1.4atm，另一个实施例中1.3atm。再另一个实施例中1.5atm；
待水沸腾后将模具放入高压加热锅内并保证水位没过模具，再保压加热4min-6min；本实施例中5min，另一个实施例中4min。再另一个实施例中6min；
S6、打开高压加热锅泄压阀，泄压至大气压强，取出模具，放入冷水中冷却，至充分冷却后打开模具，取出喷管堵盖，晾干备用。
所述步骤S1中的骨架采用轻质铝合金或硬质塑料加细杆加工成型。
所述步骤S2中的预发后的可发性聚苯乙烯颗粒，具体预发方法包括步骤：
将可发性聚苯乙烯颗粒平铺在托盘中，平铺高度不大于10mm，在烘箱内对可发性聚苯乙烯颗粒进行预发，预发分两步完成，
S21：将装有可发性聚苯乙烯颗粒的托盘放入40℃-50℃烘箱内，本实施例中45℃，另一个实施例中40℃，再另一个实施例中50℃，保温30-36小时，本实施例中33小时，另一个实施例中30小时。再另一个实施例中36小时，然后将烘箱温度升至70℃-80℃，本实施例中75℃，另一个实施例中70℃，再另一个实施例中80℃，继续保温10min-15min后关闭烘箱电源，本实施例中12min，另一个实施例中10min，再另一个实施例中15min；
S22：断电后不打开烘箱门，让在可发性聚苯乙烯颗粒在烘箱内自然冷却至常温，完成预发备用。
所述步骤S4中封好模具的具体方法为将下模与芯模通过螺纹连接，然后依次将骨架、填充物装入下模与芯模连接形成的容腔内，然后将上模与芯模通过螺纹连接。
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