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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：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：CN106751005A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201610039308.6
申请日：2016-01-21
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: C08L23/16 , C08L77/10 , C08L91/06 , C08L91/00 , C08K13/04 , C08K7/10 , C08K7/12 , C08K3/36 , C08K5/06 , C08K3/22 , C08K3/32 , C08K3/30 , C08K5/14
Abstract: 本发明提供一种抗高过载烧蚀三元乙丙橡胶弹性绝热材料；包含EPDM橡胶：100，芳香族聚酰胺有机纤维：15～20，无机纤维：5～12，二氧化硅补强剂：12～25，氧化锌：3～5，石油系软化剂：5～15，铵盐阻燃剂:5～20，十溴联苯醚：10～30，三氧化二锑：5～15，过氧化物硫化剂：2～4，其中芳香族聚酰胺有机纤维为芳纶纤维或杂环芳纶纤维，无机纤维为石棉纤维或陶瓷纤维，石油系软化剂为液体石蜡或环烷油中的一种。本发明具有优异的抗过载烧蚀性能、较好的力学性能和工艺性能，适用于高过载发动机对内绝热材料抗冲蚀性能的要求，在保证有效绝热的同时，可减少绝热层厚度，提高发动机装填系数。
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公开(公告)号：CN106751005B
公开(公告)日：2020-05-05
申请号：CN201610039308.6
申请日：2016-01-21
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: C08L23/16 , C08L77/10 , C08L91/06 , C08L91/00 , C08K13/04 , C08K7/10 , C08K7/12 , C08K3/36 , C08K5/06 , C08K3/22 , C08K3/32 , C08K3/30 , C08K5/14
Abstract: 本发明提供一种抗高过载烧蚀三元乙丙橡胶弹性绝热材料；包含EPDM橡胶：100，芳香族聚酰胺有机纤维：15～20，无机纤维：5～12，二氧化硅补强剂：12～25，氧化锌：3～5，石油系软化剂：5～15，铵盐阻燃剂:5～20，十溴联苯醚：10～30，三氧化二锑：5～15，过氧化物硫化剂：2～4，其中芳香族聚酰胺有机纤维为芳纶纤维或杂环芳纶纤维，无机纤维为石棉纤维或陶瓷纤维，石油系软化剂为液体石蜡或环烷油中的一种。本发明具有优异的抗过载烧蚀性能、较好的力学性能和工艺性能，适用于高过载发动机对内绝热材料抗冲蚀性能的要求，在保证有效绝热的同时，可减少绝热层厚度，提高发动机装填系数。
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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：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：CN107584771B
公开(公告)日：2020-05-29
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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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：CN206140787U
公开(公告)日：2017-05-03
申请号：CN201621179214.0
申请日：2016-11-03
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 一种单壳体反向嵌套双燃烧室结构发动机绝热层成型装置，包括用于姿控燃烧室内绝热层成型的凸形模组、用于姿控燃烧室外绝热层和轨控燃烧室内绝热层成型的凹形模组；凸形模组包括置于姿控燃烧室内用于挤胀姿控燃烧室内绝热层的瓣合式模芯一、深入瓣合式模芯一内用于与瓣合式模芯一配合挤胀姿控燃烧室内绝热层的单锥面压力锥；凹形模组包括置于轨控燃烧室内用于挤胀姿控燃烧室外绝热层和轨控燃烧室内绝热层的瓣合式模芯二和瓣合式模芯三、用于与瓣合式模芯二和瓣合式模芯三配合挤胀姿控燃烧室外绝热层和轨控燃烧室内绝热层的双锥面压力锥。本实用新型仅用一套模具就能完成燃烧室的绝热，实现了单壳体反向嵌套双燃烧室结构发动机绝热层的同步成型。
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