一种固体火箭发动机装药集束式浇注工装及方法

摘要

一种固体火箭发动机装药集束式浇注工装及方法，属于含能材料制备与装填技术领域，包括底盘、接料盘、花板组件，多发发动机安放在底盘上，接料盘与多发发动机及底盘对配合装，接料盘与底盘连接后，对多发发动机形成集中束缚，花板组件与接料盘配合安装。多发发动机在底盘上挨个紧凑排列并定位、集中束缚、整体吊装；底盘及接料盘结构简单，使用方便；花板尺寸较大，其开孔不受单发发动机尺寸限制，覆盖了接料盘中对应的所有空间；利用本发明工装浇注时间可大量缩短，药浆排气更彻底。本发明工装结构简单，提高了装药线的整体生产效率；本发明方法简化了浇注工序作业流程，减轻了工作量，降低了劳动强度，节约了装药成本。

说明书

技术领域

本发明涉及一种固体火箭发动机装药集束式浇注工装及方法，属于含能材料制备与装填技术领域。

背景技术

小型固体火箭发动机的批量装药生产，一般采用一缸多发真空浇注工艺，多个浇注缸同时作业。其生产模式为：将生产前准备好的辅助工装与发动机装配后放入浇注缸中，再装配花板组件、浇注缸盖、倒药管、阀门、料斗等工装。将规定质量的推进剂药浆加入料斗中，待各浇注缸内真空度到达规定的压力值后，开启阀门进行浇注。浇注结束后对浇注料斗、阀门进行拆卸、清洗并整理，对部分浇注工装进行拆卸、清洗、整理并入库。

该生产模式中，发动机需各自的配套工装，浇注缸空间受工装排列、装配及操作的限制，无法有效利用，发动机数量少；花板开孔受发动机开口限制，孔数较少，为能使药浆中的气体完全去除，浇注时间长。浇注需进行大量工装准备、装配、拆卸、清洗、整理及入库工作，耗费较多的人力、辅材及装药工时。传统生产模式已经很难满足型号批量生产的客观需求。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种固体火箭发动机装药集束式浇注工装及方法，集束式浇注工装设有底盘、接料盘、花板组件，多发发动机安放在底盘上，接料盘与多发发动机及底盘对配合装，接料盘与底盘连接后，对多发发动机形成集中束缚，花板组件与接料盘配合安装。多发发动机在底盘上挨个紧凑排列并定位、集中束缚、整体吊装；底盘及接料盘结构简单，使用方便，可避免进行多发发动机工装单独加工、准备、装配及清理；花板尺寸较大，其开孔不受单发发动机尺寸限制，孔数较多，在有效的空间内由中心向外圆逐圈均布排列，覆盖了接料盘中对应的所有空间；浇注时，经花板分散的推进剂细药条，部分经接料盘下料口直接落入发动机中，部分下落在接料盘下料口以外的接料板上，堆积后经下料口流入到发动机中，浇注时间可大量缩短，药浆排气更彻底。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种固体火箭发动机装药集束式浇注工装，包括花板组件、接料盘、底盘；

外部多发发动机固定安装在所述接料盘和所述底盘之间；所述花板组件安装在所述接料盘上；所述接料盘上设有与外部多发发动机位置相对应的下料口；外部推进剂通过所述花板组件下落至所述接料盘，然后经所述下料口流入到外部多发发动机内；

所述花板组件上设有多个通孔，每个通孔的直径为Ф3mm～Ф5mm，所述多个通孔组成多个同心圆；在任一同心圆上，相邻的两个通孔的圆心距为8mm～20mm，相邻的两个同心圆中，半径较大的同心圆上的通孔间距小于半径较小的同心圆上的通孔间距。

优选的，所述花板组件上的通孔与接料盘上的下料口之间的距离为240mm～300mm。

优选的，所述底盘的边缘和所述接料盘的边缘均设有凸缘；所述底盘的凸缘和所述接料盘的凸缘共同用于对外部多发发动机进行限位，使外部多发发动机紧密排列。

优选的，所述底盘的凸缘上布设多根吊装连接竖杆，所述底盘通过多根吊装连接竖杆与所述接料盘的凸缘连接。

优选的，还包括横杆，所述横杆位于所述底盘和所述接料盘之间，用于连接相邻的两个吊装连接竖杆。

优选的，所述接料盘上设有吊装连接块，所述吊装连接块用于与所述吊装连接竖杆连接。

优选的，所述下料口上设有定位环，所述定位环用于嵌入发动机的开口内完成定位。

优选的，所述接料盘在靠近所述花板组件的端面上设有定位孔，所述定位孔用于所述接料盘与花板组件的连接。

优选的，所述接料盘在靠近所述花板组件的端面边缘设有凸起，用于对外部推进剂限位。

一种固体火箭发动机装药集束式浇注方法，采用上述工装，包括如下步骤：

S1、将多发发动机紧密排列放置在所述底盘上；然后安装所述接料盘，使所述接料盘的下料口与多发发动机的位置相对应；

S2、利用多根吊装连接竖杆将所述底盘与所述接料盘连接；利用横杆连接相邻的两个吊装连接竖杆；

S3、将所述多发发动机、底盘、接料盘、吊装连接竖杆、横杆连作为一个整体吊装入真空浇注缸后，将花板组件安装在所述接料盘上；

S4、浇注的推进剂，所述推进剂经所述花板组件的通孔散落到所述接料盘，其中一部分直接经接料盘的下料口流入到发动机内，另一部分在接料盘上堆积后经所述下料口流入到发动机内。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：1、结构简单，通过集中束缚的方式，突破了传统工艺空间及时间局限性，实现了单次大批量浇注生产，极大的提高了装药线整体生产效率。2、简化了浇注工序作业流程，减轻了工作量，降低了劳动强度；3、避免了多次作业的辅材余量、能源消耗、人工成本及多发发动机单独配套工装的加工成本的浪费，节约了装药成本。

附图说明

图1为束式浇注工装示意图；

图2为底盘示意图；

图3为接料盘示意图；

图4为花板示意图；

图5为集束式真空浇注工艺示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

实施例1：

一种固体火箭发动机装药集束式浇注工装，包括花板组件、接料盘、底盘、横杆。

外部多发发动机固定安装在所述接料盘和所述底盘之间；所述花板组件安装在所述接料盘上；所述接料盘上设有与外部多发发动机位置相对应的下料口；外部推进剂通过所述花板组件下落至所述接料盘，然后经所述下料口流入到外部多发发动机内；

所述花板组件上设有多个通孔，每个通孔的直径为Ф3mm～Ф5mm，所述多个通孔组成多个同心圆；在任一同心圆上，相邻的两个通孔的圆心距为8mm～20mm，相邻的两个同心圆中，半径较大的同心圆上的通孔间距小于半径较小的同心圆上的通孔间距。

所述花板组件上的通孔与接料盘上的下料口之间的距离为240mm～300mm。

所述底盘的边缘和所述接料盘的边缘均设有凸缘；所述底盘的凸缘和所述接料盘的凸缘共同用于对外部多发发动机进行限位，使外部多发发动机紧密排列。所述底盘的凸缘上布设多根吊装连接竖杆，所述底盘通过多根吊装连接竖杆与所述接料盘的凸缘连接。所述横杆位于所述底盘和所述接料盘之间，用于连接相邻的两个吊装连接竖杆。所述接料盘上设有吊装连接块，所述吊装连接块用于与所述吊装连接竖杆连接。所述下料口上设有定位环，所述定位环用于嵌入发动机的开口内完成定位。所述接料盘在靠近所述花板组件的端面上设有定位孔，所述定位孔用于所述接料盘与花板组件的连接。所述接料盘在靠近所述花板组件的端面边缘设有凸起，用于对外部推进剂限位。

一种固体火箭发动机装药集束式浇注方法，采用上述工装，包括如下步骤：

S1、将多发发动机紧密排列放置在所述底盘上；然后安装所述接料盘，使所述接料盘的下料口与多发发动机的位置相对应；

S2、利用多根吊装连接竖杆将所述底盘与所述接料盘连接；利用横杆连接相邻的两个吊装连接竖杆；

S3、将所述多发发动机、底盘、接料盘、吊装连接竖杆、横杆连作为一个整体吊装入真空浇注缸后，将花板组件安装在所述接料盘上；

S4、浇注的推进剂，所述推进剂经所述花板组件的通孔散落到所述接料盘，其中一部分直接经接料盘的下料口流入到发动机内，另一部分在接料盘上堆积后经所述下料口流入到发动机内。

实施例2：

一种小型固体火箭发动机装药集束式浇注工装(即一种固体火箭发动机装药集束式浇注工装)，如图1所示，所述集束式浇注工装设有底盘、接料盘、花板组件，多发发动机安放在底盘上，接料盘与多发发动机及底盘配合安装，接料盘与底盘连接后，对多发发动机形成集中束缚，花板组件与接料盘配合安装。

如图2所示，底盘依据发动机尺寸为设置为带凸边多边形结构，多发发动机共用一个底盘，在底盘中部分发动机外圆内切于底盘的凸边、部分发动机自身外圆相切，形成发动机底部限位，凸边外均布设置吊装连接竖杆，连接杆上开有螺纹孔，连接竖杆通过横杆相互连接，横杆形成围栏，作为发动机上部限位，多发发动机在底盘中挨个紧凑排列并定位。

如图3所示，接料盘为与底盘对应的多边形带凸边结构，对应发动机的位置开有下料口，下料口内有定位环，定位环内嵌入发动机上端开口内，接料盘外围设有凸边，用于推进剂药浆周向限位，凸边外设有吊装连接块，与底盘上吊装连接竖杆一一对应，通过吊环螺钉进行底盘及接料盘连接，凸边上设有带定位孔的连接块，用于安装花板组件。

如图4所示，花板开孔区域不与各发动机开口一一对应，不受单发发动机尺寸限制，在有效的空间内由中心向外圆逐圈均布排列，覆盖了接料盘中对应的所有空间。

所述花板组件上设有多个通孔，通孔直径尺寸范围是Ф3mm～Ф5mm，多个通孔在一个中心圆上均布排列，相隔两通孔中心点间距范围是8mm～20mm，中心圆在同一中心点，即所有通孔组成多个同心圆。多个中心圆由内向外逐圈排列，相隔两中心圆上象限点之间的间距为8mm～20mm，由内向外相邻2中心圆相隔两通孔的中心点间距以1mm递减，Ф3mm通孔相隔两通孔的中心点最小间距不小于8mm，Ф5mm通孔相隔两通孔的中心点最小间距不小于10mm。内圈中心圆直径与内圈排布发动机的中心点组成的六边形两平行边距离一致，外圈中心圆直径与外圈排布发动机的中心点组成六边形两平行边距离一致。

通孔直径的确定方法为：推进剂药浆初始粘度小于80Pa〃s，对应的通孔直径为Ф3mm；推进剂药浆初始粘度在80Pa〃s～150Pa〃s，对应的通孔直径为Ф4mm～Ф5mm；推进剂药浆初始粘度在大于150Pa〃s，对应的通孔直径为Ф5mm。

中心圆间隔的确定方法为，在推进剂粘度增长至250Pa〃s的时间内，以不大于15g/每孔/每min的浇注速度完成浇注作业。中心圆间隔距离的选择依据为，在推进剂粘度增长至250Pa〃s的时间内，以不大于15g/每孔/每min的浇注速度完成浇注作业。对应粘度增长较快的推进剂药浆，药浆适用期短，所需设定的通孔较多，中心圆间隔距离可由小到大选择，对应粘度增长较慢的推进剂药浆，药浆适用期长，中心圆间隔距离可由大到小选择。

固体火箭发动机装药集束式浇注方法在推进剂药浆初始粘度不大于150Pa〃s的条件下适用。

一种小型固体火箭发动机装药集束式浇注工艺方法，如5所示，包括如下步骤：

A.装配时，多发发动机共用一个底盘，挨个紧凑排列并定位在底盘上；

B.装配时，接料盘下料口定位环嵌入发动机上开口，接料盘吊装连接块与底盘上吊装连接竖杆配合安装；

C.装配时，吊环螺钉穿过接料盘吊装连接块旋入底盘上吊装连接竖杆上螺纹孔，形成一个整体组件，对多发发动机形成集中束缚；

D.装配时，将整体组件吊装入真空浇注缸后，将花板组件配合装入接料盘凸边上带定位孔的连接块上；

E.浇注时，经花板分散的推进剂细药条，部分经接料盘下料口直接落入发动机中，部分下落在接料盘下料口以外的接料板上，堆积后经下料口流入到发动机中。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。