1.本发明涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置。


背景技术：

2.固体火箭发动机用耐烧蚀柔性灌封材料是固体火箭发动机的关键材料，组成为高分子材料，其具备优良的粘接性能、柔韧性与耐烧蚀性能。主要用于固体火箭发动机的药块间隙中，起到粘接药块、隔绝发动机工作时产生的高温高压燃气以及使发动机工作更稳定的作用。目前，固体火箭发动机用耐烧蚀柔性灌封材料缺乏高压冲击情况下的试验方法与手段，导致在固体火箭发动机中留下不稳定的因素，存在实验失败导致产品开发周期延长等严重后果的风险。


技术实现要素：

3.为解决现有检测技术的不足，本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验置。
4.为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：
5.固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验置，包括开有型腔的下模、与所述下模相配合的上模、以及用于固定所述下模和所述上模的压紧机构，所述下模开设有连接高压气管的连通孔。
6.进一步地，所述压紧机构包括所述下模和所述上模边缘部位开设的若干对通孔，以及配合所述通孔使用的紧固件。
7.进一步地，所述紧固件为螺栓和螺母以及配合所述螺栓和螺母使用的弹簧垫圈和平垫圈。
8.进一步地，所述上模和下模四周设置有多个把手，所述把手与所述上模和下模螺纹连接。
9.进一步地，所述型腔内表面粘贴有厚度均匀的丁腈橡胶片。
10.进一步地，所述型腔四周设置有槽位，所述槽位内设置有密封圈。
11.进一步地，还包括可放置于所述型腔的限位挡块，所述限位挡块高度及宽度与所述型腔的高度及宽度一致，可调整放置位置来调节型腔内的空间，以控制向型腔内浇注材料的份量，并可避免材料的溢出。
12.进一步地，所述上模与所述型腔开口对应的部位设置有一层聚四氟乙烯垫片，便于装置的脱模。
13.综上所述，本发明包括以下至少一种有益技术效果：
14.1.能有效确认固体火箭发动机用耐烧蚀柔性灌封材料的耐高压冲击性能，确认材料使用的可靠性，检测准确度高。
15.2.结构简单，易于加工装配，成本低，使用灵活方便。
附图说明
16.图1是本发明的固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置的结构示意图；
17.图2是本发明的固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置结构的侧视剖面图；
18.图3是本发明的下模俯视图；
19.图4是本发明的下模侧视剖面图；
20.图5是本发明的上模俯视图；
21.图6是本发明的上模侧视剖面图。
22.其中：1-下模、2-上模、3-型腔、4-连通孔、5-压紧机构、51-螺栓、52-弹簧垫圈、53-平垫圈、54-通孔、6-槽位、7-密封圈、8-限位挡块、9-把手、10-聚四氟乙烯垫片。
具体实施方式
23.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，多属于本发明保护的范围。
24.如图1和图2所示，本发明的固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置，包括开有型腔的下模、与所述下模相配合的上模、以及用于固定所述下模和所述上模的压紧机构，固体火箭发动机用耐烧蚀柔性灌封材料浇注在型腔内进行试验，压紧机构使上模与下模之间不产生横向与纵向的移动，以保证试验装置的稳定性，如图4所示，下模开设有连接高压气管的连通孔，高压气管连接到连通孔后，高压气体可通过连通孔注入到型腔内。
25.作为本发明的一种优选方案，压紧机构包括下模和上模边缘部位开设的若干对通孔，以及配合通孔使用的紧固件。
26.紧固件选用螺栓和螺母，并配合弹簧垫圈和平垫圈，增大接触面，减小压力，使连接更牢固，并可保护零件和螺栓。
27.为了方便工装的转移，上模和下模四周均设置有多个把手，把手与上模和下模采用螺纹连接，方便拆卸。
28.为了便于试验结果的观察对比，型腔内表面粘贴有厚度均匀的丁腈橡胶片。
29.如图3所示，作为本发明的一种优选方案，所述型腔四周设置有槽位，所述槽位内设置有密封圈，可增大型腔的密封性，防止试验时出现漏气现象。
30.作为本发明的一种优选方案，还包括可放置于型腔的限位挡块，所述限位挡块高度及宽度与所述型腔的高度及宽度一致，可调整放置位置来调节型腔内的空间，以控制向型腔内浇注材料的份量，同时可避免材料的溢出，也可防止浇注时材料从连通孔流出。
31.如图5和图6所示，作为本发明的一种优选方案，所述上模与所述型腔开口对应的部位设置有一层聚四氟乙烯垫片，使型腔中的柔性灌封材料不会在与上模接触时产生粘接效果，便于装置的脱模。
32.本发明的实施原理是，，首先将固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料浇注到下模的
型腔内，可使用限位挡块来控制浇注的份量，浇注完成后，合上上模，并用压紧机构压紧上模和下模，闭合型腔，然后将高压气管连接到连通孔并释放高压气体，高压气体作用于型腔内的柔性灌封材料，保持一段时间后，初步检测高压气体压力是否在合理范围，若在合理范围内，则表明气密性良好，可进行后续步骤，随后关闭高压气源，泄去型腔内的压力。此时可以打开上模，观察高压气体作用后的柔性灌封材料与型腔中的丁腈橡胶片粘接状态的变化，若粘接状态改变在一定范围内，则高压冲击试验合格，反之则不合格。
33.最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围。


技术特征：
1.一种固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置，其特征在于,包括开有型腔的下模、与所述下模相配合的上模、以及用于固定所述下模和所述上模的压紧机构，所述下模开设有连接高压气管的连通孔。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置，所述压紧机构包括所述下模和所述上模边缘部位开设的若干对通孔，以及配合所述通孔使用的紧固件。3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置，所述紧固件为螺栓和螺母以及配合所述螺栓和螺母使用的弹簧垫圈和平垫圈。4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置，所述上模和下模四周设置有多个把手，所述把手与所述上模和下模螺纹连接。5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置，所述型腔内表面粘贴有厚度均匀的丁腈橡胶片。6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置，所述型腔四周设置有槽位，所述槽位内设置有密封圈。7.根据权利要求1所述的固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置，还包括可放置于所述型腔的限位挡块，所述限位挡块高度及宽度与所述型腔的高度及宽度一致，可调整放置位置来调节型腔内的空间，以控制向型腔内浇注材料的份量，并可避免材料的溢出。8.根据权利要求1所述的固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置，所述上模与所述型腔开口对应的部位设置有一层聚四氟乙烯垫片，便于装置的脱模。

技术总结
本发明涉及一种固体火箭发动机耐烧蚀柔性灌封材料耐高压冲击试验装置。包括开有型腔的下模、与所述下模相配合的上模、以及用于固定所述下模和所述上模的压紧机构，所述下模开设有连接高压气管的连通孔。其有益效果为，能有效确认固体火箭发动机用耐烧蚀柔性灌封材料的耐高压冲击性能，确认材料使用的可靠性，检测准确度高，结构简单，易于加工装配，成本低，使用灵活方便。使用灵活方便。使用灵活方便。


技术研发人员：黄驰 邹毓 胡铭杰 车友保 廖俊
受保护的技术使用者：湖北航泰科技有限公司
技术研发日：2021.12.06
技术公布日：2022/8/11