一种固体火箭发动机衬层及分层成型方法技术

本发明专利技术公开了一种固体火箭发动机衬层分层成型方法，首先在绝热层表面均匀涂覆底层料浆，使底层料浆预反应后得到表干状态的衬层底层；然后在表干状态的衬层底层表面均匀涂覆中间层料浆，使中间层料浆预反应后得到凝胶化的衬层中间层，在此过程中衬层底层也会达到凝胶化状态；再在凝胶化的衬层中间层表面涂覆面层料浆后，浇注推进剂料浆；最后使凝胶化的衬层底层、中间层和在凝胶化的衬层中间层表面涂覆的面层料浆，与推进剂料浆共同固化成型，完成界面粘接。本发明专利技术可将界面粘接强度提高20％以上，有效改善近界面推进剂弱强度层问题，提升固体火箭发动机装药界面粘接可靠性。固体火箭发动机装药界面粘接可靠性。固体火箭发动机装药界面粘接可靠性。

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机衬层及分层成型方法


[0001]本专利技术涉及一种固体火箭发动机衬层分层设计及成型方法，属于固体火箭发动机装药界面粘接


技术介绍

[0002]推进剂是固体火箭发动机的动力源，以端羟基聚丁二烯为粘合剂、异佛尔酮二异氰酸酯为固化剂的推进剂(以下简称IPDI型丁羟推进剂)是目前世界各国复合固体推进剂的主要品种。影响IPDI型丁羟推进剂应用的最关键问题是实现推进剂/衬层/绝热层三者间的可靠界面粘接，特别是推进剂/衬层间界面粘接，其粘接失效会使固体火箭发动机工作时的燃面异常增大，造成壳体过热、失强而导致烧穿甚至爆炸。
[0003]化学键合是推进剂/衬层界面最重要、最有效的粘接方式，两者接触时在界面处溶解扩散形成一定厚度的界面层，同时伴随着异氰酸根(
‑
NCO)和羟基(
‑
OH)等含活泼氢基团的化学反应，形成化学键。理想情况下，这将与推进剂和衬层本身的化学反应同步进行，共同形成聚合物网络结构，将两者连接起来。然而，因推进剂、衬层和绝热层中组分的相互扩散和副反应，如绝热层中水分、硬脂酸等小分子向衬层、推进剂迁移并与近界面推进剂发生副反应，推进剂中游离固化剂向衬层扩散等，会使
‑
NCO与
‑
OH摩尔比偏离设计，导致界面区域交联固化的程度较低，最终形成近界面推进剂弱强度层。
[0004]目前，受制于对推进剂/衬层界面粘接反应过程的理解，为保证界面区域固化反应按设计进行，尽可能消除组分迁移及副反应的影响，通常在衬层体系中设计的
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NCO与
‑
OH摩尔比大于1，以增强粘接体系固化反应的抗干扰能力。这导致衬层设计需开展大量规律性实验，不断调试配方和工艺，根据实验结果确定合适的固化参数，以保证界面获得良好的粘接性能。这存在下列问题：绝热层与推进剂对界面粘接的影响差异大，通过单一固化参数的衬层难以协调与绝热层、推进剂界面的粘接，导致界面粘接性能偏低且稳定性差，装药产品的质量稳定性和可靠性欠佳。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于克服上述缺陷，提供一种固体火箭发动机衬层分层成型方法，首先在绝热层表面均匀涂覆底层料浆，使底层料浆预反应后得到表干状态的衬层底层；然后在表干状态的衬层底层表面均匀涂覆中间层料浆，使中间层料浆预反应后得到凝胶化的衬层中间层，在此过程中衬层底层也会达到凝胶化状态；再在凝胶化的衬层中间层表面涂覆面层料浆后，浇注推进剂料浆；最后使凝胶化的衬层底层、中间层和在凝胶化的衬层中间层表面涂覆的面层料浆，与推进剂料浆共同固化成型，完成界面粘接。本专利技术可将界面粘接强度提高20％以上，有效改善近界面推进剂弱强度层问题，提升固体火箭发动机装药界面粘接可靠性。
[0006]为实现上述专利技术目的，本专利技术提供如下技术方案：
[0007]一种固体火箭发动机衬层分层成型方法，包括：
[0008]将衬层按照由绝热层到推进剂的方向依次划分为衬层底层、衬层中间层和衬层面层；
[0009]在绝热层表面均匀涂覆底层料浆，使底层料浆预反应后得到表干状态的衬层底层；
[0010]在表干状态的衬层底层表面均匀涂覆中间层料浆，使中间层料浆和表干状态的衬层底层进行预反应后得到凝胶化的衬层中间层和衬层底层；
[0011]在凝胶化的衬层中间层表面涂覆面层料浆后，浇注推进剂料浆；
[0012]使凝胶化的衬层底层、衬层中间层和在凝胶化的衬层中间层表面涂覆的面层料浆，与推进剂料浆共同固化成型，衬层底层、衬层中间层和衬层面层连为一体得到衬层，衬层与推进剂之间形成界面粘接。
[0013]进一步的，底层料浆的固化参数＞面层料浆的固化参数＞中间层料浆的固化参数。
[0014]进一步的，面层料浆液相体积中的固化剂浓度c1高于推进剂料浆液相体积中的固化剂浓度c2；
[0015]c1‑
c2＝0.2mol/L～0.4mol/L。
[0016]进一步的，底层料浆的固化参数大于3；中间层料浆的固化参数为1.05～1.2；面层料浆的固化参数为1.2～1.3。
[0017]进一步的，底层料浆预反应的温度为50℃～60℃；中间层料浆的预反应温度为65℃～85℃。
[0018]进一步的，与推进剂料浆共同固化成型后，衬层中衬层底层、衬层中间层和衬层面层的厚度分别为0.05mm～0.10mm，0.35mm～0.80mm和0.15mm～0.30mm。
[0019]进一步的，底层料浆、中间层料浆和面层料浆均采用以端羟基聚丁二烯为粘合剂、以异佛尔酮二异氰酸酯为固化剂的配方体系。
[0020]进一步的，所述绝热层为三元乙丙绝热层或丁腈绝热层。
[0021]进一步的，所述推进剂料浆采用以端羟基聚丁二烯为粘合剂、以异佛尔酮二异氰酸酯为固化剂的配方体系。
[0022]一种固体火箭发动机衬层，采用上述一种固体火箭发动机衬层分层成型方法得到。
[0023]本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：
[0024](1)本专利技术创新性的提出一种固体火箭发动机衬层分层成型方法，可将界面粘接强度提高20％以上，有效改善近界面推进剂弱强度层问题，提升固体火箭发动机装药界面粘接可靠性；
[0025](2)本专利技术限定了衬层各层料浆的固化参数、预反应温度和成型厚度等工艺参数，在这些参数的组合下，能够进一步优化绝热层/衬层/推进剂界面的力学性能；
[0026](3)本专利技术方法中，绝热层种类，衬层及推进剂配方可按需调整，适用范围广，特别适用于以端羟基聚丁二烯为粘合剂、异佛尔酮二异氰酸酯为固化剂的衬层/推进剂体系，有利于实现大规模生产和应用。
附图说明
[0027]图1为本专利技术一种固体火箭发动机衬层分层成型方法流程图；
[0028]图2为本专利技术对比例1所得试件拉伸试验后断裂面形貌图；
[0029]图3为本专利技术实施例1所得试件拉伸试验后断裂面形貌图。
具体实施方式
[0030]下面通过对本专利技术进行详细说明，本专利技术的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
[0031]在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
[0032]本专利技术提供了一种工艺简单、能有效消除推进剂、衬层和绝热层组分迁移及交联固化副反应的影响从而显著提高固体火箭发动机装药界面粘接强度、保证装药结构完整的衬层分层成型方法，如图1所示，其步骤包括：
[0033]步骤一，室温下，在绝热层表面均匀涂覆衬层底层料浆，预反应至表干；
[0034]步骤二，在步骤一得到的衬层底层表面再均匀涂覆衬层中间层料浆，预反应至凝胶化；
[0035]步骤三，在步骤二得到的半固化(即凝胶化)衬层中间层表面再涂覆衬层面层料浆，然后浇注推进剂料浆并使衬层料浆随推进剂料浆固化本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机衬层分层成型方法，其特征在于，包括：将衬层按照由绝热层到推进剂的方向依次划分为衬层底层、衬层中间层和衬层面层；在绝热层表面均匀涂覆底层料浆，使底层料浆预反应后得到表干状态的衬层底层；在表干状态的衬层底层表面均匀涂覆中间层料浆，使中间层料浆和表干状态的衬层底层进行预反应后得到凝胶化的衬层中间层和衬层底层；在凝胶化的衬层中间层表面涂覆面层料浆后，浇注推进剂料浆；使凝胶化的衬层底层、衬层中间层和在凝胶化的衬层中间层表面涂覆的面层料浆，与推进剂料浆共同固化成型，衬层底层、衬层中间层和衬层面层连为一体得到衬层，衬层与推进剂之间形成界面粘接。2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机衬层分层成型方法，其特征在于，底层料浆的固化参数＞面层料浆的固化参数＞中间层料浆的固化参数。3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机衬层分层成型方法，其特征在于，面层料浆液相体积中的固化剂浓度c1高于推进剂料浆液相体积中的固化剂浓度c2，满足：c1‑
c2＝0.2mol/L～0.4mol/L。4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机衬层分层成型方法，其特征在于，底层料浆的固化参数大于3；中间层料浆的固化参数为1....

【专利技术属性】
技术研发人员：王国庆，詹国柱，吴战武，楼阳，贺建森，温彦威，马文秀，施永伟，王兆良，
申请(专利权)人：上海航天化工应用研究所，
类型：发明
国别省市：