一种测量固体火箭发动机自由装填药柱粘接强度的装置
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机领域，具体涉及一种测量固体火箭发动机自由装填药
柱粘接强度的装置。
背景技术
对于固体火箭发动机而言，自由装填结构是一种高装填系数的装药形式，与直接
在发动机壳体内浇注成型（贴壁浇注）不同，药柱采用装填方式装入发动机中，头部与壳体
前封头粘接固定，其余部分处于自由状态。由于药柱独立浇注成型，不需考虑固化降温产生
的应力应变，因此可以直接采用实心药柱进行装填，能够有效提升发动机的质量比。
然而当导弹采用垂直冷发射时，由于自由装填药柱在发动机内部处于半自由状
态，因此在承受过载时的变形较贴壁浇注形式大幅增加，同时壳体前封头粘接强度也会经
受考核。药柱变形超出预期将会改变发动机内腔结构，影响发动机性能；药柱与壳体前封头
粘接界面强度不够则会导致药柱脱粘分离，严重影响发动机可靠性。
基于自由装填结构的物理特性，准确地对其药柱与前封头粘接强度进行测量是决
定其在导弹垂直冷发射条件下结构完整性、环境适应性及工作可靠性的关键。目前采用的
大多是试件级的静态拉伸试验，因为其在拉伸速率、边界条件等诸多方面与实际产品有较
大的区别，故导致存在较大的误差。
发明内容
本发明的目的在于针对上述存在的问题，提供一种测量固体火箭发动机自由装填
药柱粘接强度的装置，可以准确地测量药柱与前封头的粘接强度。
为了解决上述技术问题，本发明提供的解决方案是提供一种测量固体火箭发动机
自由装填药柱粘接强度的装置，包括：前转接工装、药柱组合件、卡键和后转接工装。所述前
转接工装为两个轴对称分体式结构，通过其上下方的凸台作为螺栓安装接口，并通过螺栓
紧固的方式完成两个分体结构的对接及对药柱组合件的周向固定，在其内型面沿圆周方向
有一个槽，同时在其前端通过一段圆柱段作为拉伸试验机的安装接口；所述药柱组合件由
前封头与药柱粘接而成，并保证粘接面与发动机实际状态一致，且在其前封头外型面沿圆
周方向有一个槽；所述卡键为半圆环体结构，通过将两个卡键一起放置于前转接工装与药
组组合件的前封头之间的槽中，完成对药柱组合件的轴向固定；所述后转接工装内型面作
为与药柱的粘接面，其粘接面轴向长度为前封头与药柱粘接面轴向长度的2.5倍，而其后端
通过一段圆柱段作为拉伸试验机的安装接口。
进一步，所述前转接工装在距后端面20mm的位置沿圆周方向有一个宽4.5mm深
2.5mm的槽，前端通过一段直径Ф10mm、长30mm的圆柱段作为拉伸试验机安装接口。
进一步，所述前转接工装的槽底径为Ф228mm，外径Ф223mm。
进一步，所述药柱组合件的粘接面轴向长度为38mm。
进一步，所述药柱组合件的前封头在距其前端11mm的位置沿圆周方向有一个宽
4.5mm深2.75mm的槽。
进一步，所述药柱组合件的前封头上的槽底径为Ф217.5mm，外径Ф223mm。
进一步，所述卡键为内径Ф218.6mm、外径Ф228mm、宽度4.1mm的半圆环体。
进一步，所述后转接工装的粘接面轴向长度为95mm。
进一步，所述后转接工装的后端通过一段直径Ф10mm、长30mm的圆柱段作为拉伸
试验机安装接口。
本发明由于采用了一种测量固体火箭发动机自由装填药柱粘接强度的装置，与现
有技术相比，其优点和有益效果是：
1）通过特殊设计的试验装置，可以保证在试验过程中前封头处粘接界面首先发生破
坏，达到测量其粘接强度的目的；
2）通过对药柱粘接强度的测量，提高了导弹垂直冷发射条件下发动机结构完整性、环
境适应性及工作可靠性。
附图说明
通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它
特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明一种测量固体火箭发动机自由装填药柱粘接强度的装置的示意图。
图2为本发明一种测量固体火箭发动机自由装填药柱粘接强度的装置的侧面示意
图。
具体实施方式
参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。然而，本发明可以以
许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。相反，提出这些实施例是
为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。这些附
图中，为清楚起见，可能放大了层及区域的尺寸及相对尺寸。
本发明提供的解决方案是提供一种测量固体火箭发动机自由装填药柱粘接强度
的装置，包括：前转接工装1、药柱组合件2、卡键3和后转接工装4。所述前转接工装1为两个
轴对称分体式结构，通过其上下方的凸台作为螺栓安装接口，并通过螺栓紧固的方式完成
两个分体结构的对接及对药柱组合件2的周向固定，在其内型面沿圆周方向有一个槽，同时
在其前端通过一段圆柱段作为拉伸试验机的安装接口；所述药柱组合件2由前封头21与药
柱22粘接而成，并保证粘接面与发动机实际状态一致，且在其前封头21外型面沿圆周方向
有一个槽；所述卡键3为半圆环体结构，通过将两个卡键3一起放置于前转接工装1与药组组
合件2的前封头21之间的槽中，完成对药柱组合件2的轴向固定；所述后转接工装4内型面作
为与药柱22的粘接面，其粘接面轴向长度为前封头21与药柱22粘接面轴向长度的2.5倍，而
其后端通过一段圆柱段作为拉伸试验机的安装接口。
以直径Ф230mm发动机为例，根据总体下达的发动机研制任务书，确定了其采用自
由装填药柱的结构形式，同时基于导弹垂直冷发射的系统要求，需对其药柱22与前封头21
壳体粘接面强度进行测量，以满足实际轴向大过载对其粘接界面的考核。根据试验要求，采
用了一种测量固体火箭发动机自由装填药柱粘接强度的试验装置。首先，采用SW-2胶将药
柱22与前封头21粘接到位组成药柱组合件2，同时采用SW-2胶将后转接工装4与药柱组合件
2的药柱粘接到位；其次，通过将两个半圆环形的卡键3置于药柱组合件2及前转接工装1之
间的槽内，完成对药柱组合件2轴向位置的固定；最后，通过两个M10螺栓安装于前转接工装
1上下方凸台的通孔内，完成对前转接工装1两个分体结构的对接紧固及对药柱组合件2的
周向固定。当完成全部装配及紧固连接后，通过前转接工装1前端的圆柱段及后转接工装4
后端的圆柱段，作为整个试验件与拉伸试验机的安装接口，通过拉伸试验机对药柱组合件2
中前封头21与药柱22分离时的实际拉伸强度数据进行记录，以完成对自由装填药柱粘接强
度的试验测量。
该试验装置已在该型号中应用，其可操作性及数据的有效性已得到验证，并基于
该试验数据的基础上，通过了多次弹射试验及飞行试验的考核，药柱与前封头壳体粘接结
构可靠、满足总体要求。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在
不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。