[發明專利]一種固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法

在審

• 申請號: 201911206730.6
• 申請日: 2019-11-29
• 公開（公告）號: CN111141566A
• 公開（公告）日: 2020-05-12
• 發明（設計）人: 鄧耀華;周岳松;傅嘉治;江屈強;袁睿斌;錢裕祥;鄧衛波;邱磊
• 申請（專利權）人: 上海航天化工應用研究所
• 主分類號: G01N1/28
• 分類號: G01N1/28
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 王永芳

1.一種固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，其特征在于，包括：

將側模Ⅰ(1)與陰底模(2)垂直安裝，得到陰側模(3)；將側模Ⅱ(4)與陰底模(5)垂直安裝，得到陽側模(6)；

將2N個帶絕熱層矩形扯離頭分別放置在陰側模(3)和陽側模(6)中，并通過插銷固定；

將放置有帶絕熱層矩形扯離頭的陰側模(3)陽側模(6)對接安裝，并通過螺栓緊固，形成一面有開口的型腔模；

當帶絕熱層矩形扯離頭絕熱層表面刷襯層后，向型腔模中澆入推進劑；

推進劑澆入完成后，在開口處壓入壓膜(7)，并蓋上定位蓋板(8)，即完成矩形扯離試件的推進劑裝藥；

推進劑完全固化后進行脫模，得到N個相互分開的矩形扯離試件。

2.根據權利要求1所述的固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，其特征在于，2N個帶絕熱層矩形扯離頭，包括：N個有人工脫粘面的帶絕熱層矩形扯離頭(9)和N個無人工脫粘面的帶絕熱層矩形扯離頭(10)；

N個有人工脫粘面的帶絕熱層矩形扯離頭(9)放置在陰側模(3)中，并通過插銷固定；

N個無人工脫粘面的帶絕熱層矩形扯離頭(10)放置在陽側模(6)中，并通過插銷固定。

3.根據權利要求1或2所述的固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，其特征在于，N＝5。

4.根據權利要求1或2所述的固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，其特征在于，還包括：

在側模Ⅰ(1)、陰底模(2)、側模Ⅱ(4)、陰底模(5)、壓膜(7)、蓋板(8)和插銷的所有表面噴涂聚四氟乙烯。

5.根據權利要求1所述的固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，其特征在于，帶絕熱層矩形扯離頭，包括：矩形本體(11)、設置在矩形本體(11)上的凸起(12)、以及設置在凸起(12)中心位置的通孔(13)。

6.根據權利要求5所述的固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，其特征在于，

帶絕熱層矩形扯離頭的長度為100±0.2mm、寬度為25±0.2mm；

凸起(12)的直徑為16mm；

通孔(13)的直徑為6mm；

矩形本體(11)的厚度為7mm；

凸起(12)上表面與矩形本體(11)上表面之間的間距為15mm；

通孔(13)的圓心到凸起(12)上表面的垂直距離為8mm。

7.根據權利要求1所述的固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，其特征在于，推進劑完全固化后進行脫模，得到N個相互分開的矩形扯離試件，包括：

推進劑完全固化后，拆除連接用的插銷和螺栓；

將脫模工裝(14)安裝在側模Ⅰ(1)外壁上，并通過液壓泵(15)控制脫模工裝(14)完成對陰側模(3)的脫模；

將脫模工裝(14)安裝在側模Ⅱ(4)外壁上，并通過液壓泵(15)控制脫模工裝(14)完成對陽側模(6)的脫模；

得到N個相互分開的矩形扯離試件。

8.根據權利要求7所述的固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，其特征在于，脫模工裝(14)上設置有與帶絕熱層矩形扯離頭對應的N個脫模孔(16)。

9.根據權利要求1所述的固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，其特征在于，

推進劑的澆入寬度為50mm、澆入高度為100±0.5mm、澆入厚度為25±0.5mm；

帶絕熱層矩形扯離頭的絕熱層厚度為2mm。

10.根據權利要求1所述的固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，其特征在于，脫模后得到的矩形扯離試件可直接用于測試絕熱層與推進劑之間的粘接強度。