一种火箭整流罩热压成型模具及火箭整流罩成型方法

技术领域

本发明涉及火箭整流罩生产设备技术领域，具体涉及一种火箭整流罩热压成型模具及火箭整流罩成型方法。

背景技术

运载火箭有效载荷整流罩是运载火箭的关键部段之一，用于保护卫星及其他有效载荷，以防止其受气动力、气动加热及声振等外界环境的影响。整流罩是典型的薄壁半壳结构。广泛的研究表明，利用先进复合材料设计的整流罩相较于金属工艺路线整流罩在单位重量强度方面具有较大优势，这种优势能够转化为更多的有效载荷质量和更低的发射成本。目前，复合材料火箭整流罩通常使用热压罐模具成型，模具为单面阳模，模穴依据所生产整流罩内壁面进行加工设计。生产时，将多层碳纤维预浸布与层间填充芯材按一定顺序叠放于阳模模穴内，而后在外表面铺覆一层真空袋，再通过移动底座将模具转移进热压罐加热加压成型。然而，上述成型模具的设计尺寸受限于热压罐规格尺寸，大型热压罐的制造成本十分高昂。为了减少成本，设计制作大型整流罩时，会将整流罩拆分成若干个子件，并设计对应的子体模具进行成型，最终将子体拼接成一个整体整流罩。这种模具设计方式使得成型工作步序繁杂，效率低下，成本较高，且为了保证装配尺寸，还需要对成型出来的整流罩子体进行修边精加工。此外，使用热压罐的大型整流罩模具，通常情况下是通过自然环境冷却或风机吹冷，从成型温度下降至可脱模温度需要十几甚至二十几个小时，冷却效率较低，较为影响整流罩的生产效率。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提供了一种火箭整流罩热压成型模具，其主要解决的是现有使用热压罐加热成型的火箭整流罩成型模具其使用成本较高、生产效率不佳的技术问题。

为达到上述目的，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种火箭整流罩热压成型模具，包括上模与下模，上模与下模合模配合并在内部围合形成用于成型火箭整流罩的产品型腔，上模和/或下模内部设置有贴近于成型面一侧的加热流道及冷却流道，加热流道被配置为可通入加热流体介质以对相应的上模或下模进行加热，冷却流道被配置为可通入冷却流体介质以对相应的上模或下模进行冷却。

进一步，上模由若干上模部段拼装组成，且每一上模部段中均设置有加热流道和冷却流道，加热流道和冷却流道分别由预埋于各上模部段中的加热管及冷却管形成，各上模部段中的加热流道之间以及各上模部段中的冷却流道之间均独立设置互不连通。

进一步，每一上模部段上均设置有用于感测对应上模部段温度的温度传感器。

进一步，上模由五段上模部段拼装组成。

进一步，下模由若干下模部段拼装组成，且每一下模部段中均设置有加热流道和冷却流道，加热流道和冷却流道分别由预埋于下模部段中的加热管及冷却管形成，各下模部段中的加热流道之间以及各下模部段中的冷却流道之间均独立设置互不连通。

进一步，每一下模部段上均设置有用于感测对应下模部段温度的温度传感器。

进一步，下模由五段下模部段拼装组成。

进一步，加热流道和冷却流道在对应的上模或下模中呈连续迂回折弯状设置，且加热流道和冷却流道交错设置并互不干涉。

基于同一发明构思，本发明还提供了一种应用上述任一所述的火箭整流罩热压成型模具生产火箭整流罩的火箭整流罩成型方法，包括如下步骤：S1，对上模及下模的成型表面进行清洁和脱模剂预处理；S2，在下模的成型表面处进行原料铺层作业，铺贴复合材料及夹芯材料；S3，铺层作业完成后，吊装上模使其与下模合模装配并通过固定结构相互固定；S4，根据整流罩成型工艺要求，将上模和/或下模中的加热流道与外部加热机台连接而通入对应温度的加热流体介质，以使上模和/或下模按预设升温梯度进行升温，从而对产品型腔中原料进行加热成型加工；S5，加热成型加工完毕后，停止加热，并将上模和/或下模中的冷却流道与外部冷却机台连接而通入对应温度的冷却流体介质，以使上模和/或下模按预设降温梯度进行降温；S6，降温完毕后，将加热流道和冷却流道分别与对应的加热机台和冷却机台断开，拆卸上模与下模之间的固定结构，然后将上模吊装转移，取出下模中成型后的火箭整流罩产品。

进一步，步骤S4中的加热流体介质为热油，步骤S5中的冷却流体介质为冷油。

上述技术方案具有如下优点或有益效果：

本发明所述的火箭整流罩热压成型模具及火箭整流罩成型方法中，在上模和/或下模中设置有可供加热流体介质通过的加热流道以及可供冷却流体介质通过的冷却流道，利用流经加热流道的加热流体介质可对模具进行加热、利于流经冷却流道的冷却流体介质可对模具进行冷却。相比于现有常规热压罐成型整流罩工艺，无需使用热压罐加热，可极大地降低整流罩生产的初期成本投入，降低生产成本，并且火箭整流罩的尺寸大小也不会再因为热压罐规格尺寸原因而受限，同时，利用流经冷却流道的冷却流体介质来对模具进行冷却降温，相比于常规的自然风冷或风机吹冷，其降温从内部开始，有利于提高降温效率，进而提高火箭整流罩的生产效率。

附图说明

图1是本发明实施例的火箭整流罩热压成型模具的立体结构示意图。

图2是本发明实施例的火箭整流罩热压成型模具的另一角度立体结构示意图。

图3是本发明实施例的火箭整流罩热压成型模具的上模中的加热流道及冷却流道的排布结构示意图。

图4是本发明实施例的火箭整流罩热压成型模具的上模的结构侧视图。

图5是图4中的A-A剖视图。

图6是图5中的A处局部放大图。

标号说明：

1、上模，2、下模，3、流道，4、流道，11、上模部段，21、下模部段。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明作进一步描述。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

请参照附图1至附图6，本发明的一种实施例提供一种火箭整流罩热压成型模具，包括上模1与下模2，上模1与下模2合模配合并在内部围合形成用于成型火箭整流罩的产品型腔，其特征在于：上模1和/或下模2内部设置有贴近于成型面一侧的加热流道3及冷却流道4，加热流道3被配置为可通入加热流体介质以对相应的上模1或下模2进行加热，冷却流道4被配置为可通入冷却流体介质以对相应的上模1或下模2进行冷却。可以理解的是，本实施例中，在上模1和/或下模2中设置有可供加热流体介质通过的加热流道3以及可供冷却流体介质通过的冷却流道4，利用流经加热流道3的加热流体介质可对模具进行加热、利于流经冷却流道4的冷却流体介质可对模具进行冷却。相比于现有常规热压罐成型整流罩工艺，无需使用热压罐加热，可极大地降低整流罩生产的初期成本投入，降低生产成本，并且火箭整流罩的尺寸大小也不会再因为热压罐规格尺寸的原因而受限，同时，利用流经冷却流道4的冷却流体介质来对模具进行冷却降温，相比于常规的自然风冷或风机吹冷，其降温从内部开始，有利于提高降温效率，进而提高火箭整流罩的生产效率。

请参照附图1至附图6，其中一种较优实施例中，上模1由若干上模部段11拼装组成，且每一上模部段11中均设置有加热流道3和冷却流道4，加热流道3和冷却流道4分别由预埋于各上模部段11中的加热管及冷却管形成，各上模部段11中的加热流道3之间以及各上模部段11中的冷却流道3之间均独立设置互不连通。下模2由若干下模部段21拼装组成，且每一下模部段21中均设置有加热流道3和冷却流道4，加热流道3和冷却流道4分别由预埋于下模部段21中的加热管及冷却管形成，各下模部段21中的加热流道3之间以及各下模部段21中的冷却流道3之间均独立设置互不连通。可以理解的是，本实施例中，各个模具部段中均独立设置有一加热流道3和一冷却流道4，各模具部段的升温及降温可独立控制，以便于精准控制各部段的升温及降温。

请参照附图1、附图2，其中一种较优实施例中，每一上模部段11上均设置有用于感测对应上模部段11温度的温度传感器(图未示)。每一下模部段21上均设置有用于感测对应下模部段21温度的温度传感器(图未示)。可以理解的是，本实施例中，通过在各个部段中设置测温用的温度传感器，温度传感器埋于各部段贴近于成型面一侧，且不露出于模具表面，以免影响火箭整流罩成型质量，温度传感器可以是热电阻温度传感器，如PT100型。温度传感器可以连接外部的温控设备，利用温控设备调节输入到加热流道3中的加热流体介质以及输入到冷却流道4中的冷却流体介质的温度，从而达到调节模具各部段具体温度的作用。利用温度传感器配合温控设备调节外部加热流体介质或冷却流体介质的调节方法属于现有技术，其具温控设备具体结构及原理在此不再赘述，在其中一种较优实施场景中，例如，可在外部设置若干分别与各模具部段对应设置的加热流体介质槽和冷却流体介质槽，每一加热流体介质槽及冷却流体介质槽均配备有一温控设备，配合各模具部段上的温度传感器，利用温控设备按需调节各加热流体介质槽及冷却流体介质槽中流体介质的温度，各个加热流道3分别具有一与对应的加热流体介质槽连通的进口和出口(进口和出口可设置于模具近边缘位置处)，进而使加热流体介质在加热流道3及对应的加热流体介质槽中实现循环流动，各冷却流体介质槽与各对应的冷压流道亦是如此设置，利用循环通过加热流道3和冷却流道4的加热流体介质及冷却流体介质实现各模具部段的升温及降温。

请参照附图1至附图3，其中一种较优实施例中，上模1由五段上模部段11拼装组成。下模2由五段下模部段21拼装组成。本实施例中，通过将上模1及下模2设置为由多个部段拼装组成分段式组合结构，有利于降低模具本身的制造成本，也便于模具的运输转移。然而，本领域技术人员应理解，在其他实施例中，上模1和下模2也可以由其他数量的部段拼装组成，并不局限于本实施例所公开的具体实施方式。由于上模1本身呈弧面结构，本实施例中，通过在上模1背部设计加强桁梁阵列，可用于提高上模1整体刚度，防止局部变形。在装配时，上模1及下模2中各部段之间可以通过螺栓锁固。上模1与下模2各自组装完成后，进行预装配，检查并校正上下模间组配平稳度，确保产品尺寸的精密性。

请参照附图1至附图6，其中一种较优实施例中，加热流道3和冷却流道4在对应的上模1或下模2中呈连续迂回折弯状设置，且加热流道3和冷却流道4交错设置并互不干涉。如此设计，有利于提高各部段的升温及降温的整体稳定性及均匀性，从而提高整流罩产品的成型质量。

请参照附图1至附图6，本发明的一种实施例还提供一种火箭整流罩成型方法，应用以上任一所述的火箭整流罩热压成型模具进行生产，包括如下步骤：S1，对上模1及下模2的成型表面进行清洁和脱模剂预处理；S2，在下模2的成型表面处进行原料铺层作业，铺贴复合材料及夹芯材料；S3，铺层作业完成后，吊装上模1使其与下模2合模装配并通过固定结构相互固定；S4，根据整流罩成型工艺要求，将上模1和/或下模2中的加热流道3与外部加热机台连接而通入对应温度的加热流体介质，以使上模1和/或下模2按预设升温梯度进行升温，从而对产品型腔中原料进行加热成型加工；S5，加热成型加工完毕后，停止加热，并将上模1和/或下模2中的冷却流道4与外部冷却机台连接而通入对应温度的冷却流体介质，以使上模1和/或下模2按预设降温梯度进行降温；S6，降温完毕后，将加热流道3和冷却流道4分别与对应的加热机台和冷却机台断开，拆卸上模1与下模2之间的固定结构，然后将上模1吊装转移，取出下模2中成型后的火箭整流罩产品。本实施例中，优选地，步骤S4中的加热流体介质为热油，步骤S5中的冷却流体介质为冷油。本实施例中，优选地，S2步骤中，原料铺层作业期间，模具整体所处环境温度应控制在22℃。

以上所述，实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中的部分技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，因此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，都属于本发明的保护范围。