一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及其成型工艺制造技术

本发明专利技术提供一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及其成型工艺，其设置在所述固体火箭发动机发射级燃烧室的壳体内腔，包括隔热层和绝热层，所述隔热层设置在所述绝热层外侧。该热防护层结构可满足该类发动机燃烧室绝热层较长时间的抗耐烧蚀、抗冲刷和低导热性能热防护综合性能要求。本发明专利技术还提供了一种所述热防护层结构的成型工艺，采用两种不同绝热材料分别成型，机加整形后的组合装配工艺，成型工艺简单，效率高，形状、尺寸及其精度较好，燃烧室热防护效果稳定一致，成本低。

Structure and Forming Technology of Thermal Protection Layer for Launch Stage Combustor of Solid Rocket Motor

The invention provides a structure and forming process of a thermal protective layer for a solid rocket motor launch stage combustor, which is arranged in the inner chamber of the shell of the solid rocket motor launch stage combustor, including a thermal insulation layer and a thermal insulation layer, and the thermal insulation layer is arranged outside the thermal insulation layer. The structure of the thermal protective layer can meet the comprehensive performance requirements of thermal protection with long-term anti-ablation, anti-erosion and low thermal conductivity of the thermal insulation layer in the combustion chamber of this kind of engine. The invention also provides a forming process of the thermal protective layer structure, which adopts two different thermal insulation materials to form separately and a combined assembly process after machine shaping. The forming process is simple, high efficiency, good shape, size and precision, and the thermal protective effect of the combustion chamber is stable and consistent, and the cost is low.

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及其成型工艺
本专利技术涉及一种固体火箭发动机燃烧室热防护层结构设计及制造领域，具体涉及一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及成型工艺。
技术介绍
随着探测及制导控制技术的不但加强完善，要求各型导弹武器装备越来越小巧精良，攻击距离越来越远，攻击效能越来越高，但制造成本要求越来越低，作为其动力系统和主要成本构成的固体火箭发动机的各项性能要求越来越高。将具有不同侧重优势功能的单一发动机通过结构组合具备综合优势的组合发动机是能够满足这种导弹武器装备发展要求的一种途径，其典型的一般结构是通过组合的发射发动机启动发射，然后通过续航发动机自控续航飞行完成攻击，发动机工作时间长，攻击距离远，但对热防护功能性要求高，尤其是发射级燃烧室的热防护结构，不仅要完成发射燃烧室工作过程的热防护，而且还要作为下一级续航发动机工作产生燃气流的通道，承受高温、高压、高速燃气流长时间地烧蚀和冲刷，工作环境较普通固体火箭发动机更为恶劣，对其结构和制造成型要求较高。另外，这种性能需求的固体火箭发动机绝热层内型面为异性面的结构设计，因采用传统的绝热层成型工艺难以实现，尤其是选用抗烧蚀抗冲刷性能优良的树脂基复合材料成型异性面，采用常用的方法难以保证形状和内在性能充分体现，如致密度，抗烧蚀抗冲刷性能不能达到最佳，只能选择退而求其次的优先方案，采用其他如改变推进剂药型设计结构方式来实现。使发动机的结构设计不能达到最优方案。而采用这种方法可以实现这种最优方案。目前这种热防护要求较高的固体火箭发动机绝热层结构设计一般采用内型面圆柱状结构，材料采用单一绝热材料通过多工序成型，要么抗烧蚀抗冲刷性能较好，但隔热性能不能达到最佳，要么隔热性能可以，抗烧蚀抗冲刷性能欠佳，如果通过组合成型，又没有好的成型工艺完成理想的均匀分层组合达到最佳的目的。
技术实现思路
本专利技术目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及成型工艺。以其可实现的结构优势低成本稳定可靠地解决该类组合发动机在启动发射和二级发动机续航长时间工作过程中经受高温、高压、高速燃气流烧蚀和冲刷热防护关键技术问题。本专利技术的第一方面提供了一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构，其设置在所述固体火箭发动机发射级燃烧室的壳体内腔，包括隔热层和绝热层，所述隔热层设置在所述绝热层外侧。根据本专利技术所述的热防护层结构，所述绝热层外侧包括一个外型面和两个同心定位面，所述外型面和所述同心定位面均为旋转体圆柱面，所述同心定位面与所述外型面同轴设置，且所述的两个同心定位面分别设置在所述外型面两端，所述外型面的直径小于所述同心定位面的直径，在所述外型面与所述同心定位面的连接处形成两个限位台阶；所述绝热层的内侧包括内型面和接口台阶，所述内型面为花瓣状，所述接口台阶设置在所述内型面的两端。根据本专利技术所述的热防护层结构，所述同心定位面与所述壳体内腔的配合精度为H9/f8配合。根据本专利技术所述的热防护层结构，所述隔热层设置在所述绝热层外型面的外侧，通过所述限位台阶限定其位置。根据本专利技术所述的热防护层结构，所述绝热层的最小厚度为2～5mm，所述最小厚度为所述花瓣状内型面距离所述外型面的最小距离。根据本专利技术所述的热防护层结构，所述隔热层的材料选自硫化的苯基硅橡胶类混炼橡胶，所述的混炼橡胶的质量配比为：基于100份苯基硅橡胶，硫化剂3-5份，4#气相法白炭黑40-52份，三氧化二铁4-7份，二苯基硅二醇1-5份。根据本专利技术所述的热防护层结构，所述硫化的苯基硅橡胶类混炼橡胶的邵氏硬度为60-70A，扯断强度大于4Mpa，扯断伸长率大于200％，热分解温度大于450℃，热导率小于0.25W·m-1·K-1。根据本专利技术所述的热防护层结构，所述绝热层的材料为重量比为1:1的酚醛树脂和纤维织物预浸料固化后的复合材料；所述纤维织物选自碳纤维织物或高硅氧纤维织物中的至少一种。根据本专利技术所述的热防护层结构，所述固化后的复合材料的密度为1.2g/cm3～1.8g/cm3，烧蚀率小于0.08mm/s。根据本专利技术所述的热防护层结构，所述壳体的内壁面与所述隔热层之间和所述隔热层与所述绝热层之间通过胶粘剂连接；所述胶粘剂为耐高温型胶粘剂。本专利技术的第二方面提供了一种本专利技术第一方面所述的热防护层结构的成型工艺，其包括以下步骤：(1)将所述苯基硅橡胶类混炼橡胶经硫化模压成型，得到成型隔热层；(2)将所述酚醛树脂和纤维织物预浸料模压成型，得到成型绝热层；(3)将成型绝热层外表面均匀涂布胶粘剂，并将成型隔热层套在成型绝热层的外型面上，得到所述热防护层结构；(4)将所述热防护层结构套入涂有胶粘剂的燃烧室壳体内腔，在所述绝热层的内侧两端加工接口台阶。根据本专利技术所述的成型工艺，在所述步骤(1)中，所述硫化模压成型的工艺条件为温度1700±5℃，压力8±15MPa，时间15±5min。根据本专利技术所述的成型工艺，在所述步骤(1)中，所述成型隔热层的厚度为0.6mm-2mm，内径比所述成型绝热层的外径小2mm-4mm，长度比所述成型绝热层的外型面长度短3mm-5mm。根据本专利技术所述的成型工艺，所述步骤(2)采用分料法预压成型工艺，其包括以下步骤：(a)将所述酚醛树脂和纤维织物预浸料分成等量的三份，标记为第一份织物、第二份织物和第三份织物；(b)将模具放在平板硫化机上预热，预热温度为75-85℃；(c)将第一份织物缠绕在花瓣型模芯上，并用生混炼橡胶包裹后放入所述模具中，然后置入平板硫化机进行第一处理，完成处理后取出模芯，将表面的生混炼橡胶剥离；(d)将第二份织物缠绕在包裹有第一份织物的模芯上，并用生混炼橡胶包裹后放入所述模具中，然后置入平板硫化机进行第二处理，完成处理后取出模芯，将表面的生混炼橡胶剥离；(e)将第三份织物缠绕在包裹有第一份织物和第二份织物的模芯上，置入平板硫化机进行第三处理，完成处理后取出模芯；(f)脱模整形，形成外形型面、同心定位面和限位台阶，得到所述成型绝热层。根据本专利技术所述的成型工艺，在步骤(f)中，所述限位台阶的高度与所述成型隔热层的厚度相同。根据本专利技术所述的成型工艺，所述第一处理和第二处理的温度为75～85℃，压力为8～15Mpa，时间为5～10min。根据本专利技术所述的成型工艺，所述第三处理的工艺条件为：处理压力为8～15MPa，先在75-85℃下处理2h，接着在115-125℃下处理1.5h，最后在155-165℃下处理1h。根据本专利技术所述的成型工艺，在所述步骤(3)中，通过所述成型隔热层的挤胀变型和所述限位台阶的位置限定，将所述成型隔热层与所述成型绝热层的外型面紧箍配合。与现有技术相比，本专利技术具有如下有益技术效果：1)采用两种不同侧重优势性能的绝热材料，成型一种组合式固体火箭发动机发射级燃烧室绝热层结构，可满足该类发动机燃烧室绝热层较长时间的抗耐烧蚀、抗冲刷和低导热性能热防护综合性能要求；2)采用的分料法预压成型工艺，成型具有较好抗烧蚀、抗冲刷性能优异但流动性差的树脂基纤维织物复合材料绝热层异性面，成型的绝热层异性面形状完整致密，抗烧蚀抗冲刷性能大幅提高，材料内在性能得到充分体现。尤其是成型的绝热层异性面，能分担一类固体火箭发动机发射级发射要求产生瞬间足够推力推进剂药型设计本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构，其设置在所述固体火箭发动机发射级燃烧室的壳体内腔，包括隔热层和绝热层，所述隔热层设置在所述绝热层外侧。

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构，其设置在所述固体火箭发动机发射级燃烧室的壳体内腔，包括隔热层和绝热层，所述隔热层设置在所述绝热层外侧。2.根据权利要求1所述的热防护层结构，其特征在于，所述绝热层外侧包括一个外型面和两个同心定位面，所述外型面和所述同心定位面均为旋转体圆柱面，所述同心定位面与所述外型面同轴设置，且所述的两个同心定位面分别设置在所述外型面两端，所述外型面的直径小于所述同心定位面的直径，在所述外型面与所述同心定位面的连接处形成两个限位台阶；所述绝热层的内侧包括内型面和接口台阶，所述内型面为花瓣状，所述接口台阶设置在所述内型面的两端。3.根据权利要求2所述的热防护层结构，其特征在于，所述同心定位面与所述壳体内腔的配合精度为H9/f8配合。4.根据权利要求2所述的热防护层结构，其特征在于，所述隔热层设置在所述绝热层外型面的外侧，通过所述限位台阶限定其位置。5.根据权利要求2所述的热防护层结构，其特征在于，所述绝热层的最小厚度为2～5mm，所述最小厚度为所述花瓣状内型面距离所述外型面的最小距离。6.根据权利要求1所述的热防护层结构，其特征在于，所述隔热层的材料选自硫化的苯基硅橡胶类混炼橡胶，所述的混炼橡胶的质量配比为：基于100份苯基硅橡胶，硫化剂3-5份，4#气相法白炭黑40-52份，三氧化二铁4-7份，二苯基硅二醇1-5份。7.根据权利要求6所述的热防护层结构，其特征在于，所述硫化的苯基硅橡胶类混炼橡胶的邵氏硬度为60-70A，扯断强度大于4Mpa，扯断伸长率大于200％，热分解温度大于450℃，热导率小于0.25W·m-1·K-1。8.根据权利要求1所述的热防护层结构，其特征在于，所述绝热层的材料为重量比为1:1的酚醛树脂和纤维织物预浸料固化后的复合材料；所述纤维织物选自碳纤维织物或高硅氧纤维织物中的至少一种。9.根据权利要求8所述的热防护层结构，其特征在于，所述固化后的复合材料的密度为1.2g/cm3～1.8g/cm3，烧蚀率小于0.08mm/s。10.根据权利要求1-9中任一项所述的热防护层结构，其特征在于，所述壳体的内壁面与所述隔热层之间和所述隔热层与所述绝热层之间通过胶粘剂连接；所述胶粘剂为耐高温型胶粘剂。11.一种根据权利要求1-10中任一项所述的热防护层结构的成型工艺，其包括以下步骤：(1)将所述苯基硅橡胶类混炼橡胶经硫化模压成型，得到成...

【专利技术属性】
技术研发人员：彭正贵，丁礼平，李洋，孙笑然，詹穹，李月常，王江，程靖萱，
申请(专利权)人：湖北航天化学技术研究所，
类型：发明
国别省市：湖北,42