[發(fā)明專利]一種整體式非金屬發(fā)動機空體及其絕熱層同步成形工藝

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201611158302.7
• 申請日: 2016-12-15
• 公開（公告）號: CN106812628B
• 公開（公告）日: 2018-06-12
• 發(fā)明（設計）人: 李照勇;周俊忠;王東吉;王文平;湯長俊;申向軍;白俊峰
• 申請（專利權）人: 晉西工業(yè)集團有限責任公司
• 主分類號: F02K9/32
• 分類號: F02K9/32;F02K9/60;B29C41/08;B29C53/56
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• 代理人: 暫無信息

本發(fā)明涉及一種整體式非金屬發(fā)動機空體及其絕熱層同步成形工藝，屬于火箭發(fā)動機領域。本發(fā)明的成形工藝：加工前接頭和后接頭，前接頭和后接頭均為金屬材料加工而成的環(huán)形連接件；加工前芯模和后芯模，后芯模與前芯模螺紋對接，形成與拉瓦爾噴管內形相匹配的纏繞支撐平面；在前芯模和后芯模的定形段上涂抹脫模劑和絕熱涂料；喉襯套在后芯模與前芯模的螺紋對接處；將玻璃纖維絲通過纏繞工藝纏繞固定在前接頭和后接頭之間，卸下前芯模和后芯模后得到內壁附著絕熱層的整體式非金屬火箭發(fā)動機空體。本發(fā)明的成形工藝實現(xiàn)了火箭發(fā)動機空體及其絕熱層同步成形，絕熱層厚度均勻。

技術領域

本發(fā)明涉及一種整體式非金屬發(fā)動機空體及其絕熱層同步成形工藝，屬于火箭發(fā)動機領域。

背景技術

火箭發(fā)動機空體主要由燃燒室殼體和噴管組成，燃燒室殼體包括金屬殼體和非金屬殼體，噴管由金屬與耐高溫、耐沖刷材料模壓而成，傳統(tǒng)燃燒室殼體與噴管之間采用螺紋連接或者鍵連接。金屬燃燒室殼體與模壓噴管連接的火箭發(fā)動機空體雖然連接強度高，但存在消極重量大，成本高的缺點，非金屬燃燒室殼體與模壓噴管連接的火箭發(fā)動機空體質量輕，但存在連接強度低、裝配過程復雜、制造成本高的缺點。

另外，火箭發(fā)動機空體的絕熱層是保證火箭發(fā)動機持續(xù)作用的重要組成，火箭發(fā)動機空體在使用前需要在其內壁附著絕熱層，傳統(tǒng)火箭發(fā)動機空體的絕熱層成形工藝主要有人工粘貼絕熱橡膠和人工滾涂涂料并固化等，傳統(tǒng)存在以下幾個缺點：

1)人工粘貼絕熱橡膠或滾涂涂料時，由于手工操作，導致絕熱層厚度的精度差；

2)對小口徑火箭發(fā)動機殼體進行人工粘貼絕熱橡膠或滾涂涂料時，由于操作空間小，增加了操作難度。

3)人工粘貼絕熱橡膠或滾涂涂料時，遇到內腔臺階面，絕熱涂層不容易成形。

發(fā)明內容

本發(fā)明的目的是一方面要解決傳統(tǒng)火箭發(fā)動機空體存在消極質量大、連接強度低、制造成本高等問題，而提供一種整體式非金屬發(fā)動機空體及其加工模具；另一方面針對火箭發(fā)動機空體成形后，傳統(tǒng)絕熱層的成形工藝存在成形精度差、操作難度大的技術難點，為此提供一種整體式非金屬發(fā)動機空體及其絕熱層同步成形工藝。

本發(fā)明的目的是通過以下技術方案實現(xiàn)的：

本發(fā)明的一種整體式非金屬火箭發(fā)動機空體，包括前接頭、管體、喉襯、后接頭；

前接頭為金屬材料加工而成的環(huán)形連接件，前接頭的內壁加工有連接螺紋，前接頭的外壁后端為向后收斂的錐面；

后接頭為金屬材料加工而成的環(huán)形連接件，后接頭的外壁后端加工有連接螺紋，后接頭的外壁前端為向后擴張的錐面；

管體為通過支撐模具經(jīng)纏繞工藝纏繞固定在前接頭和后接頭之間的非金屬纖維絲，管體的內腔前段為發(fā)動機裝藥填充腔，管體的內腔后段的中部鑲嵌有喉襯，管體的內腔后段與后接頭對接后形成前段收斂后段擴張的拉瓦爾噴管內形。

所述前接頭后端向后收斂的錐面上軸向加工有齒狀階梯，以增大非金屬纖維絲在該端與前接頭纏繞時的連接力。

所述后接頭前端向后擴張的錐面上軸向加工有齒狀階梯，以增大非金屬纖維絲在該端與后接頭纏繞時的連接力。

所述非金屬纖維絲優(yōu)選為玻璃纖維絲或碳纖維絲。

本發(fā)明的一種用于加工整體式非金屬火箭發(fā)動機空體的模具，包括前芯模和后芯模；

前芯模的后端外形依次為與發(fā)動機裝藥填充腔內形、拉瓦爾管的噴管收斂前段的內形相匹配的定形段，前芯模的后端端部中心開有螺紋連接孔；前芯模定形段的前端外壁加工有與發(fā)動機裝藥填充腔前端口部相匹配的螺紋連接段，前芯模的螺紋連接段的前端徑向開有圓周均布的定位螺孔，前芯模前端定位螺孔的開孔位置前端向外延伸有環(huán)形定位臺；