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公开(公告)号：CN111070560B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN201911365805.5
申请日：2019-12-26
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明属于固体火箭发动机热防护结构绝热层制造技术领域，提供了一种固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装，它包括浇注集成板(1)、绝热壳体承压限位组件、分瓣式组合模芯(5)、限位锥(6)和绝热壳体；绝热壳体承压限位组件用于绝热壳体内部注射或注压绝热材料过程中为绝热壳体外侧提供承压支撑；分瓣式组合模芯(5)与限位锥(6)配合，置于绝热壳体内并与绝热壳体之间形成腔体，腔体与待注射或注压成型绝热层的形状和尺寸一致，以供绝热材料高压加压注入；浇注集成板(1)上设置有绝热材料注入通道，以使绝热材料经浇注集成板(1)进入绝热壳体与分瓣式组合模芯和限位锥之间形成的腔体中。
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公开(公告)号：CN107351422B
公开(公告)日：2019-11-15
申请号：CN201610535161.X
申请日：2016-07-08
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: B29C69/00
Abstract: 一种推进剂药柱绝热套及其成型方法，包括以下步骤：步骤一：根据所需制作的绝热套的厚度，使用炼胶机薄通出片，制得厚度略大于绝热套的绝热层片；步骤二：将芯棒装夹固定在车床上，将绝热层片均匀缠绕在芯棒上；步骤三：通过车床慢速带动芯棒转动，使布条绕在芯棒上的绝热层片外并将绝热层片缠绕包紧；步骤四：从车床上取下芯棒放入硫化罐中硫化；步骤五：取出硫化后的芯棒，放置冷却后将芯棒固定在普通车床上，对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从芯棒上脱下。本发明采用缠绕成型工艺，解决了大直径，长长度绝热套无法使用模压成型工艺进行制作的问题，采用尼龙布条进行缠绕，利用其高温下的收缩特性，使缠绕更加紧密，绝热层更加密实。
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公开(公告)号：CN107351421B
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201610535154.X
申请日：2016-07-08
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: B29C69/00
Abstract: 一种固体火箭发动机内绝热层及其成型方法，内绝热层由如下方法制成：包括以下步骤：步骤一：使用压延机将绝热层生胶料碾压成胶片；步骤二：将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套；步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化；步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；步骤五：对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化后形成内绝热层。本发明绝热层尺寸控制精度较高，质量一致性好，操作简便，生产效率高，不仅能满足均匀厚度绝热层成型，而且能满足变厚度、形状不规则等结构复杂的绝热套成型需要。
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公开(公告)号：CN111070560A
公开(公告)日：2020-04-28
申请号：CN201911365805.5
申请日：2019-12-26
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明属于固体火箭发动机热防护结构绝热层制造技术领域，提供了一种固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装，它包括浇注集成板(1)、绝热壳体承压限位组件、分瓣式组合模芯(5)、限位锥(6)和绝热壳体；绝热壳体承压限位组件用于绝热壳体内部注射或注压绝热材料过程中为绝热壳体外侧提供承压支撑；分瓣式组合模芯(5)与限位锥(6)配合，置于绝热壳体内并与绝热壳体之间形成腔体，腔体与待注射或注压成型绝热层的形状和尺寸一致，以供绝热材料高压加压注入；浇注集成板(1)上设置有绝热材料注入通道，以使绝热材料经浇注集成板(1)进入绝热壳体与分瓣式组合模芯和限位锥之间形成的腔体中。
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公开(公告)号：CN107584771A
公开(公告)日：2018-01-16
申请号：CN201610954639.2
申请日：2016-11-03
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: B29C65/48
Abstract: 一种固体火箭发动机内绝热层成型方法，包括如下步骤：一：在固体火箭发动机壳体内壁均匀涂刷胶粘剂后晾干，将绝热层橡胶套贴入壳体内壁对应粘接位置；二：将充满气体的气囊放入装有绝热层橡胶套的固体火箭发动机壳体内，在壳体两端安装定位工装后将壳体放入真空容器中；三：对真空容器抽真空，气囊中的空气在真空环境下膨胀进而对粘贴在壳体内壁的绝热层橡胶套施加0.1MPa的压力，使胶粘剂完成固化，绝热层橡胶套完成与壳体的粘贴成型；四：将壳体从真空容器中取出，拆卸掉壳体两端的定位工装，取出气囊。本发明将气囊充压介质由高压压缩气体更换为常压气体，降低了生产能耗，省去绝热过程中对壳体的密封处理过程，有效降低生产操作难度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109838321B
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN201711202704.7
申请日：2017-11-27
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明公开一种固体火箭发动机用后封头绝热层结构及成型方法，属于固体火箭发动机热防护结构绝热层设计和制造领域。目前后封头绝热层结构难以同时满足轻质，抗烧蚀和抗冲刷高效率制造以及低成本的使用要求，本发明以绝热本体作为结构支撑，轻质橡胶类绝热材料预成型后设置分布在收敛大端部位，固化树脂类绝热材料预成型后设置分布在收敛窄通道部位，交接处采用阶梯式台阶过渡对搭接，利用成型模具工装整体一次热固化成型形成一体化结构。实践证明，本发明制备得到的后封头绝热层结构各界面粘接可靠，成型效率高，产品综合性能好，能较好地同时满足发动机后封头绝热结构的综合使用要求。
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公开(公告)号：CN109812353B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201811625564.9
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明提供一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及其成型工艺，其设置在所述固体火箭发动机发射级燃烧室的壳体内腔，包括隔热层和绝热层，所述隔热层设置在所述绝热层外侧。该热防护层结构可满足该类发动机燃烧室绝热层较长时间的抗耐烧蚀、抗冲刷和低导热性能热防护综合性能要求。本发明还提供了一种所述热防护层结构的成型工艺，采用两种不同绝热材料分别成型，机加整形后的组合装配工艺，成型工艺简单，效率高，形状、尺寸及其精度较好，燃烧室热防护效果稳定一致，成本低。
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公开(公告)号：CN109838321A
公开(公告)日：2019-06-04
申请号：CN201711202704.7
申请日：2017-11-27
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明公开一种固体火箭发动机用后封头绝热层结构及成型方法，属于固体火箭发动机热防护结构绝热层设计和制造领域。目前后封头绝热层结构难以同时满足轻质，抗烧蚀和抗冲刷高效率制造以及低成本的使用要求，本发明以绝热本体作为结构支撑，轻质橡胶类绝热材料预成型后设置分布在收敛大端部位，固化树脂类绝热材料预成型后设置分布在收敛窄通道部位，交接处采用阶梯式台阶过渡对搭接，利用成型模具工装整体一次热固化成型形成一体化结构。实践证明，本发明制备得到的后封头绝热层结构各界面粘接可靠，成型效率高，产品综合性能好，能较好地同时满足发动机后封头绝热结构的综合使用要求。
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公开(公告)号：CN107351421A
公开(公告)日：2017-11-17
申请号：CN201610535154.X
申请日：2016-07-08
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: B29C69/00
Abstract: 一种固体火箭发动机内绝热层及其成型方法，内绝热层由如下方法制成：包括以下步骤：步骤一：使用压延机将绝热层生胶料碾压成胶片；步骤二：将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套；步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化；步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；步骤五：对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化后形成内绝热层。本发明绝热层尺寸控制精度较高，质量一致性好，操作简便，生产效率高，不仅能满足均匀厚度绝热层成型，而且能满足变厚度、形状不规则等结构复杂的绝热套成型需要。
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公开(公告)号：CN105464840A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201410408139.X
申请日：2014-08-19
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: F02K9/24
Abstract: 一种用于微型复合固推发动机恒温恒压连续装药的灌装装置，空腔壁料斗装于支撑架上，空腔壁料斗上端装有盖板，盖板上设有与料斗内腔相连通的通气口，料斗的侧壁上设有与空腔壁相连通的进水口、出水口，向空腔壁内通入循环水实现料斗中药浆恒温，料斗底部设有与料斗内腔相连通的下料口，下料口处装有节流阀。料斗空壁腔内通入循环水即可实现料斗内部药浆恒温，盖板与料斗密封后通入氮气即可通过控制气压实现药浆灌装速度可控，操作节流阀即可实现简单且安全的开关阀门。本发明成本低，便于装卸及清洗，可以实现大批量微型复合固推发动机的高效安全生产。
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