[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

本發明公開了一種固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，包括：將側模Ⅰ與陰底模垂直安裝，得到陰側模；將側模Ⅱ與陰底模垂直安裝，得到陽側模；將2N個帶絕熱層矩形扯離頭分別放置在陰側模和陽側模中，并通過插銷固定；將放置有帶絕熱層矩形扯離頭的陰側模陽側模對接安裝，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，并蓋上定位蓋板，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。本發明可用于矩形扯離試件直接成型，實現了矩形扯離試件的推進劑免整形。

技術領域

本發明涉及一種航天火工品技術領域，特別是一種固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法。

背景技術

矩形扯離試件是一種用來測試絕熱層與推進劑之間的粘接強度(Ⅱ界面粘接強度)的試件。矩形扯離試件Ⅱ界面粘接強度數據與發動機的Ⅱ界面粘接強度息息相關。做好矩形扯離試件制作的工作是至關重要的。

現有的矩形扯離試件模具在加工矩形扯離試件過程中，推進劑澆注方式是串聯的，也即中間推進劑是連續的，脫模后需要切割整形，嚴重影響了矩形扯離試件的成型精度。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，用于矩形扯離試件直接成型，實現了矩形扯離試件的推進劑免整形。

本發明的技術解決方案是：

本發明公開了一種固體火箭發動機矩形扯離試件的成型方法，包括：

將側模Ⅰ與陰底模垂直安裝，得到陰側模；將側模Ⅱ與陰底模垂直安裝，得到陽側模；

將2N個帶絕熱層矩形扯離頭分別放置在陰側模和陽側模中，并通過插銷固定；

將放置有帶絕熱層矩形扯離頭的陰側模陽側模對接安裝，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，并蓋上定位蓋板，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。

可選地，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和N個無人工脫粘面的帶絕熱層矩形扯離頭；

N個有人工脫粘面的帶絕熱層矩形扯離頭放置在陰側模中，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放置在陽側模中，并通過插銷固定。

可選地，N＝5。

可選地，還包括：

在側模Ⅰ、陰底模、側模Ⅱ、陰底模、壓膜、蓋板和插銷的所有表面噴涂聚四氟乙烯。

可選地，帶絕熱層矩形扯離頭，包括：矩形本體、設置在矩形本體上的凸起、以及設置在凸起中心位置的通孔。

可選地，

帶絕熱層矩形扯離頭的長度為100±0.2mm、寬度為25±0.2mm；

凸起的直徑為16mm；

通孔的直徑為6mm；

矩形本體的厚度為7mm；

凸起上表面與矩形本體上表面之間的間距為15mm；

通孔的圓心到凸起上表面的垂直距離為8mm。

可選地，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：