发明公布-202310638691.7-一种固体火箭发动机绝热接头注射成型模具及方法
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(19)国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 CN 116766516 A
(43)申请公布日 2023.09.19
(21)申请号 202310638691 .7
(22)申请日 2023 .05 .30
(71)申请人 内蒙古航天红岗机械有限公司
地址 010076 内蒙古自治区呼和浩特市
1052信箱
(72)发明人 张鹏飞 张小兵 张明志 冯洋
梁娜 焦亚茹 张泽茹
(51)Int .Cl .
B29C 45/26 (2006 .01)
B29C 45/14 (2006 .01)
B29C 45/77 (2006 .01)
B29C 45/78 (2006 .01)
B29L 31/36 (2006 .01)
CN 116766516 A
权利要求书2页
(54)发明名称
一种固体火箭发动机绝热接头注射成型模
具及方法
(57)摘要
本发明为一种固体火箭发动机绝热层注射
成型模具及方法，
按照绝热接头产品形状，
设计模具并合理布局流道。模具内预先安装并固
定金属接头，
在金属接头与粘接绝热层的部位涂
刷胶粘剂并晾置。模具整体安装于注射机，
具的进胶口与注射机的注胶口紧密配合。绝热层
材料制备成条带喂入注射机喂料口 ，
通过挤压、
排气及塑化成为密实的粘流态。注射机的压力作
用下，
将粘流态绝热层胶料通过注射流道进入模
具型腔，
直至充满型腔并保持注射压力。模具持
续升温至绝热层硫化温度并硫化。模具自然降温
后脱模，
除去飞边，
形成制品。本发明简化了操作
过程，
减少作业过程人工参与，
节省了模压工艺
中“片材”生产和检验这一中间环节，
极大地提升
了成型效率。
说明书6页
附图5页
CN 116766516 A
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1 .一种固体火箭发动机绝热接头注射成型模具，
其特征在于：
该模具由动模和定模组
所述定模包括模盖、
上模及阳模，
所述动模包括中模及底板，
所述定模安装在注射机的
固定热板上，
与注射机喷嘴相接，
所述动模安装在注射机的活动热板上，
所述动模与定模合
模后形成型腔和浇注系统，
以及由定模与动模组合而成的流道系统，
定位系统，
密封与封胶
系统和真空系统，
所述流道系统，
由注射机注胶口注入绝热层材料后，
在模具内充满型腔过程中形成流
为注射模具提供胶料通道，
位于模具密封系统内侧；
所述定位系统在各模板间采用导柱进行定位，
采用螺栓进行组合固定；
所述密封与封胶系统是模具组合后的型腔采用密封槽与密封胶以实现型腔的密封，
模盖、
上模、
中模及底板各平板间的封胶均分布在流道外侧，
设有密封槽配合密封胶条进行
封胶，
模具与金属接头之间，
需要在底板和阳模上设计有过盈的封模量作为封胶结构；
所述真空系统，
模具型腔设计真空系统，
型腔内部真空的密封作用依靠各模板间设计
的密封条，
真空系统由底板引出抽真空接口。
2 .根据权利要求1所述的固体火箭发动机绝热接头注射成型模具，
其特征在于：
所述流
道形式为星型流道，
每一流道再分为扇形进料进入产品型腔。
3 .根据权利要求2所述的固体火箭发动机绝热接头注射成型模具，
其特征在于：
所述流
道系统采用“十”字注射流道，
十字流道均布4个及以上偶数个进料口，
以增加注射胶料的流
4 .根据权利要求1所述的固体火箭发动机绝热接头注射成型模具，
其特征在于：
所述定
位系统的导向柱及螺栓设置4组及以上，
均布于模具的四周。
5 .根据权利要求1所述的固体火箭发动机绝热接头注射成型模具，
其特征在于：
所述密
封系统的密封槽为“回”字型或圆形平面结构，
布置在流道和产品的外侧、导向孔和螺栓孔
的内侧。
6 .一种固体火箭发动机绝热接头注射成型方法 ,其特征在于 ,具体步骤为：
S1 .将喷砂的金属接头表面用于粘接的部位均匀涂刷界面胶粘剂，
金属接头端面朝下
放进注射模具型腔，
与模具底板中心孔配合，
完成接头定中；
S2 .将模具整体装入注射机，
浇注口与注射机的注射口紧密对接，
模具底部的抽真空接
口与注射机真空系统连接；
S3 .预热注射机系统和注射模具，
对模具抽真空至真空度不低于0 .08MPa；
S4 .启动注射机注射螺杆，
将绝热层坯料喂入注射机充分塑化，
时间小于绝热层材料的
焦烧时间；
S5 .启动注射程序，
在注射压力下将绝热材料通过浇注口及其流道，
注射并充满模具型
S6 .启动升温程序，
升温至绝热层材料的正硫化温度，
按照材料的硫化温度与时间硫
S7 .硫化程序结束后，
模具自然降温，
拆解模具并取出产品，
修剪飞边，
得到注射成型绝
热接头产品。
7 .根据权利要求6所述的固体火箭发动机绝热接头注射成型方法，
其特征在于，
所述S2
模具装配具体步骤为：
CN 116766516 A
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S21 .在中模内装入阳模，
金属接头与阳模上封胶结构紧密接触，
限定绝热材料流动范
S22 .在上模的密封槽内铺入密封胶条，
再通过导向柱装入上模，
实现上模的定位，
与阳模通过凸台实现对阳模的定中；
S23 .在模盖的密封槽内铺入密封胶条，
通过导向柱配合定位；
S24 .将底板、
中模、
上模、
模盖通过螺栓全部紧固在一起。
8 .根据权利要求6或7所述的固体火箭发动机绝热接头注射成型方法，
其特征在于：
述绝热材料为含短切纤维的橡胶类材料，
绝热层门尼黏度小于90ML100℃(1+4) ，
焦烧时间
大于5min，
能够实现塑化。
9 .根据权利要求6所述的固体火箭发动机绝热接头注射成型方法，
其特征在于：
所述S1
金属接头外柱面根部与中模上的下封胶结构紧密接触，
限定绝热材料流动范围。
10 .根据权利要求6所述的固体火箭发动机绝热接头注射成型方法，
其特征在于：
金属接头与模具底板通过接头根部的柱面进行配合，
实现定中，
并通过底板、
阳模的封胶结
构实现限位。
CN 116766516 A
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一种固体火箭发动机绝热接头注射成型模具及方法
技术领域
[0001] 本发明涉及固体火箭发动机复合材料壳体技术领域，
具体涉及一种固体火箭发动
机绝热接头注射成型模具及方法。
背景技术
[0002] 随着国际形势日益紧张，
武器装备规模化生产和快速响应的需求越来越突显，
体火箭发动机高性能化、低成本化、
快速响应的发展需求，
绝热层作为燃烧室的重要组成部
除了其耐烧蚀性能和质量可靠性外，
绝热层的制造途径则是决定其成本和速度的的重
要因素之一。固体火箭发动机燃烧室壳体分为复合材料壳体和金属壳体两类，
本技术只针
对复合材料封头部位的绝热层成型提出新的技术方法。
[0003] 对于复合材料燃烧室壳体，
封头绝热层通常与金属接头粘接预制为一体后，
段等剩余绝热层粘接组合成整体，
待缠绕成型复合材料壳体完成后再共固化。绝热封头通
常采用模压、热压罐、手工包覆等工艺进行预制，
模压是采用模具在平板硫化机上硫化，
工艺最为常用。模压工艺具体操作为，
对绝热层进行压延机碾片并裁剪，
按照分层铺叠的方
式与金属接头粘贴后放入模具，
再通过平板硫化机进行压实、
硫化。
国内现有固体发动机复
合材料壳体绝热层成型过程中，
模压工艺制品质量状况较优，
应用最为广泛，
但仍存在诸多
问题，
首先，
以片材作为中间形态，
增加了碾片‑裁剪‑粘接‑铺层工序，
造成成型工艺周期
生产效率低等问题。其次，
如绝热接头、
绝热套等属于典型的厚壁类橡胶件，
在金属模具
型腔中需层层铺料，
铺层较多，
如铺层设计不合理则层间易产生空隙难以被装填压实，
胶在不等厚部位的收缩量不一致，
导致制品型面变形和尺寸超差。而实际操作中，
模具设计
往往不能给出精确的收缩余量，
制品尺寸偏差达到±10％，
不得不通过对制品超差尺寸反
复修磨，
不易保证厚壁橡胶件制品的质量稳定性。再者，
由于受工艺方法的限制，
模压工艺
只能通过阴模和模盖上、
下运动合模对橡胶施加压力，
而对于锥、柱状的绝热制品，
采用平
板压机模压工艺时存在模具设计难度大、
压力传递困难，
物料装填密实性差、
脱模困难等问
模压工艺实现较为困难。最后，
依靠上下平板传热，
热传导效率低，
高度较大的制品需在
模具设计加热电偶。
[0004] 通过查询封头绝热层相关专利可知，
多数封头绝热层的专利针对金属壳体，
金
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