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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：CN116422539A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310168582.3
申请日：2023-02-27
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 提供了一种圆管类壳体内部衬层自动涂覆装置和涂覆工艺，装置包括固定旋转工装和堵塞工装；堵塞工装用于对圆管类壳体的两个开放端部进行封堵；固定旋转工装用于固定多个两端封堵后的圆管类壳体；两个工装上设置有与圆管类壳体端部中心连通的注射口和注射口封堵盖，注射口用于向圆管类壳体内部注射浆料，主要应用于长径比大于3的圆管状壳体表面涂覆衬层；涂覆工艺包括：将圆管类壳体分别固定在固定旋转工装上；利用定量注射设备将稀释后的衬层料浆通过注射口注入到圆管类壳体内部；将固定旋转工装及其固定的圆管类壳体置于烘房滚轴上，按预定的转速在预定温度下进行旋转；拆下固定旋转工装和封堵工装，得到内部有衬层的圆管类壳体。
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Patent Agency Ranking
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：CN107351414A
公开(公告)日：2017-11-17
申请号：CN201610535155.4
申请日：2016-07-08
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
CPC classification number: B29C65/48 , B29C66/02245 , F02K9/34 , F02K9/346 , F05D2230/60 , F05D2260/231
Abstract: 一种固体火箭发动机绝热层及其成型方法和挤胀工装，绝热层由如下方法制成：包括以下步骤：步骤一：对绝热套外表面进行喷砂处理，处理完毕后清理干净；步骤二：在喷砂处理后的绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂；步骤三：将涂好胶粘剂的绝热套贴入固体火箭发动机燃烧室壳体内壁；步骤四：装配挤胀工装，将绝热套压紧于燃烧室壳体内壁；该挤胀工装包括置于燃烧室壳体内用于挤胀绝热套的挤胀垫块、伸入挤胀垫块内用于挤胀挤胀垫块的挤胀锥、用于带动挤胀锥运动以挤胀挤胀垫块的挤胀组件；步骤五：将燃烧室壳体放入硫化罐中硫化；步骤六：待硫化结束，取出燃烧室壳体，待冷却后拆除挤胀工装。本发明减少了发动机绝热成型的返工率，提高了绝热层的外观质量。
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公开(公告)号：CN103694923B
公开(公告)日：2016-02-10
申请号：CN201310680666.1
申请日：2013-12-11
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: C09J11/06
Abstract: 本发明涉及一种提高HTPB衬层与NEPE高能推进剂界面粘接性能的方法，在HTPB衬层中加入固化催化剂，固化催化剂为三苯基铋TPB、环烷酸铁、环烷酸镁、环烷酸锌、异辛酸锌、环烷酸钙或辛酸亚锡中的一种或组合；加入固化催化剂的质量占HTPB衬层总质量的百分比含量为0.3%～2.5%，本发明通过在HTPB衬层中加入适宜的固化催化剂，以补偿界面推进剂中固化催化剂的迁移损失，保持界面推进剂的固化速度、降低外来因素对界面推进剂固化和力学性能的不利影响，显著提高衬层/推进剂界面的粘接性能。
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公开(公告)号：CN107351422A
公开(公告)日：2017-11-17
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：CN103694923A
公开(公告)日：2014-04-02
申请号：CN201310680666.1
申请日：2013-12-11
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: C09J11/06
Abstract: 本发明涉及一种提高HTPB衬层与NEPE高能推进剂界面粘接性能的方法，在HTPB衬层中加入固化催化剂，固化催化剂为三苯基铋TPB、环烷酸铁、环烷酸镁、环烷酸锌、异辛酸锌、环烷酸钙或辛酸亚锡中的一种或组合；加入固化催化剂的质量占HTPB衬层总质量的百分比含量为0.3%～2.5%，本发明通过在HTPB衬层中加入适宜的固化催化剂，以补偿界面推进剂中固化催化剂的迁移损失，保持界面推进剂的固化速度、降低外来因素对界面推进剂固化和力学性能的不利影响，显著提高衬层/推进剂界面的粘接性能。
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