一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法技术

本发明专利技术提供一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法，本发明专利技术所述的结构包括绝热底层、绝热盖层、金属接头及抗烧蚀层。本发明专利技术所述的方法通过抗烧蚀层预制件成型；绝热底层成型，通过模压预制成型工艺将金属接头、抗烧蚀层预制件、底层绝热材料制备成绝热底层；盖层模压预制成型；绝热结构组件整体硫化成型。该方法制备的复合材料固体火箭发动机绝热结构各部件厚度可控，尺寸精确、人工脱粘层粘接可靠、粘接位置精确，产品质量稳定。产品质量稳定。产品质量稳定。

【技术实现步骤摘要】
一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法


[0001]本专利技术属于固体火箭发动机制造领域，具体涉及一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法。

技术介绍

[0002]火箭发动机在工作时，燃烧室需要承受3000以上的高温、高压气流的冲刷，需要在燃烧室内壁设置绝热结构，保护燃烧室壳体，目前固体火箭发动机绝热结构的成型方法主要包括模压成型和手工贴片成型。
[0003]中国专利CN112223781A公开了一种手工贴片成型绝热底层的成型工艺，手工贴片成型产品表面质量较差，易出现凹坑、鼓包、夹气等缺陷，易被热气流侵蚀，从而影响热防护性能。模压成型工艺在绝热结构制备领域得到广泛的应用，目前，由于战略需求，不同武器装备的性能越来越高，对发动机提出越来越高的要求，发动机结构越来越复杂，模压工艺受限于绝热结构的尺寸及型面复杂程度，传统的模压工艺已经不能满足当前绝热结构成型需求，不能保证绝热结构人工脱粘层的深度准确性及粘接的可靠性，难以保证厚度要求。
[0004]鉴于此，目前亟待提出一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法。

技术实现思路

[0005]为此，本专利技术所要解决的技术问题是提供一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法，保证绝热结构人工脱粘层的深度准确性及粘接的可靠性，保证厚度要求。
[0006]本专利技术提供的固体火箭发动机绝热结构，包括：绝热底层，与火箭发动机壳体粘接；绝热盖层，位于所述绝热底层的内侧，与火箭发动机的药柱粘接；金属接头，位于所述绝热结构的外侧，用于安装火箭发动机的点火器以及喷管；抗烧蚀层，所述抗烧蚀层位于所述绝热底层的后部，并靠近于火箭发动机的喷管连接处。
[0007]进一步的，所述金属接头的外侧设有金属保护层。
[0008]进一步的，抗烧蚀层包括内芯，将内芯包裹的上包覆层和下包覆层。
[0009]进一步的，所述绝热底层的材质为腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种；绝热盖层的材质为腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种；抗烧蚀层的材质为腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种。
[0010]本专利技术还提供一种复合材料固体火箭发动机绝热结构的成型方法，包括如下步骤：步骤一、将绝热生胶片通过模压硫化预制为抗烧蚀层上包覆层预制件，硫化温度为80
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100℃，硫化时间2小时，控制硫化过程在硫化诱导期内；步骤二、将绝热生胶片通过模压硫化预制为抗烧蚀层下包覆层预制件，硫化温度
为80
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100℃，硫化时间2小时，控制硫化过程在硫化诱导期内；步骤三、在抗烧蚀层上包覆层预制件的下粘接面、抗烧蚀层表面、抗烧蚀层下包覆层预制件的上粘接面均匀涂刷胶黏剂，晾置15
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30分钟，待胶黏剂中的挥发分挥发完全后，依次在模具中铺放抗烧蚀层下包覆层预制件、抗烧蚀层、抗烧蚀层上包覆层预制件，通过模压预制，硫化温度在90
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100℃，保温2小时，控制在硫化诱导期，制作抗烧蚀层预制件；步骤四、在绝热底层阴模中依次放入金属接头和抗烧蚀层预制件，根据绝热底层的厚度设计，在抗烧蚀层预制至阴模大开口边缘，依次铺贴生胶片，铺贴完成后，通过整体一步硫化工艺成型绝热底层，硫化温度在140
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145℃之间，保温2小时，得到绝热底层；步骤五、根据绝热盖层的厚度设计，在绝热盖层阴模中，依次铺贴生胶片，铺贴完成后，通过整体一步硫化工艺成型绝热盖层，硫化温度在140
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145℃之间，保温1.5小时，得到绝热盖层；步骤六、在底层模具中依次放入绝热底层和绝热盖层，通过整体模压硫化成型，硫化温度在145
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150℃之间，控制在正硫化阶段，保温2小时，得到所述复合材料固体火箭发动机绝热结构。
[0011]进一步的，利用绝热生胶片通过模压硫化预制，硫化温度在80
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90℃，保温2小时，控制硫化过程在硫化诱导期，制作金属接头保护层预制件。
[0012]进一步的，步骤四还包括：将金属接头保护层预制件打磨后，涂抹胶黏剂与金属接头的粘接面粘接，将金属接头与金属接头保护层预制件组装后，整体放置于所述的绝热底层阴模中。
[0013]进一步的，步骤六还包括：在对绝热结构进行成型时，绝热底层与绝热盖层之间的粘接区域设置生胶片，增强粘接界面的可靠性。
[0014]进一步的，根据人工脱粘层的深度要求，在绝热底层小开口至与绝热盖层粘接边缘位置，粘贴一层脱模布，形成人工脱粘区域，将绝热底层与绝热盖层粘接，通过整体模压成型绝热结构。
[0015]进一步的，所述脱模布为聚四氟乙烯胶带。
[0016]本专利技术的上述技术方案，相比现有技术具有以下优点：1、相比于手工贴片成型产品表面质量较差，易出现凹坑、鼓包、夹气等缺陷，易被热气流侵蚀，从而影响热防护性能。该专利技术通过模压工艺成型的绝热结构层，工艺稳定、表观质量好、内部质量好，可保证各绝热层厚度要求，尺寸精确，大大提供产品质量；2、在绝热底层与绝热盖层粘接区域，设置生胶片，可提高粘接强度，保证粘接质量；3、根据人工脱粘层深度要求，在绝热底层小开口至人工脱粘层粘接边缘处，粘贴条状聚四氟乙烯胶带（薄膜），薄膜具有很好的延展性，粘贴过程中操作性强，不会出现褶皱、夹气等不平衡现象，避免盖层在整体压制过程中，盖层被褶皱损伤表面。
[0017]4、在绝热底层与绝热盖层的粘接区域设置热膨胀材料，在模压过程中，此处局部加热膨胀，对粘接区域施加垂直于粘接面的压力，解决模压过程多垂直面无法加压的情况，保证粘接质量，局部加压可防止绝热底层与盖层在整体模压加压过程中整体压力过大被破坏，局部加热，可防止绝热底层与盖层过硫化而导致机械性能降低，而且局部加热加压节约模具成本，提高生产效率。
附图说明
[0018]图1是本专利技术实施例所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构示意图；图2是本专利技术实施例所述的局部加热加压装置示意图；其中，1、抗烧蚀层上包覆层预制件；2、抗烧蚀层下包覆层预制件；3、抗烧蚀层预制件；4、金属接头保护层；5、绝热底层；6、绝热盖层；7、抗烧蚀层；8、金属接头；9、锁死装置；10、压环装置；11、定位装置；12、传感器。
具体实施方式
[0019]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术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专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，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，都属于本专利技术保护的范围。
[0020]本实施例的复合材料固体火箭发动机绝热结构，如图1所示，包括：绝热底层5，绝热底层5与壳体材料粘接，绝热底层5与绝热盖层6同时起到热防护的作用，保护燃烧室壳体。
[0021]绝热盖层6，绝热盖层6在工作中与药柱接触，在发动机工作过程中最先被烧蚀。
[0022]抗烧蚀层7，抗烧蚀层7置于底层内部靠近喷管处。
[002本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于，包括：绝热底层，与火箭发动机壳体粘接；绝热盖层，位于所述绝热底层的内侧，与火箭发动机的药柱粘接；金属接头，位于所述绝热结构的外侧，用于安装火箭发动机的点火器以及喷管；抗烧蚀层，所述抗烧蚀层位于所述绝热底层的内部，并靠近于火箭发动机的喷管连接处。2.根据权利要求1所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于：所述金属接头的外侧设有金属保护层。3.根据权利要求1所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于：抗烧蚀层包括内芯，将内芯包裹的上包覆层和下包覆层。4.根据权利要求1所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于：所述绝热底层的材质为腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种；绝热盖层的材质为腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种；抗烧蚀层的材质为腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种。5.一种复合材料固体火箭发动机绝热结构的成型方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、将绝热生胶片通过模压硫化预制为抗烧蚀层上包覆层预制件，硫化温度为80
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100℃，硫化时间2小时，控制硫化过程在硫化诱导期内；步骤二、将绝热生胶片通过模压硫化预制为抗烧蚀层下包覆层预制件，硫化温度为80
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100℃，硫化时间2小时，控制硫化过程在硫化诱导期内；步骤三、在抗烧蚀层上包覆层预制件的下粘接面、抗烧蚀层表面、抗烧蚀层下包覆层预制件的上粘接面均匀涂刷胶黏剂，晾置15
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30分钟，待胶黏剂中的挥发分挥发完全后，依次在模具中铺放抗烧蚀层下包覆层预制件、抗烧蚀层、抗烧蚀层上包覆层预制件，通过模压预制，硫化温度在90
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100℃，保温2小时，控制在硫化诱导期，制作抗烧蚀层预制件；步骤四、在绝热底层阴模中依次放入金属接头和抗烧蚀...

【专利技术属性】
技术研发人员：李丽丽，王鹏飞，李杨，凡鹏伟，张丽英，肖文刚，
申请(专利权)人：北京玻钢院复合材料有限公司，
类型：发明
国别省市：