CN102748160B - 用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成及其制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成及其制备方法，该柔性接头总成包括前法兰体和后法兰体，前法兰体与后法兰体之间通过弹性件组和增强件组相连，弹性件组由相匹配的n+1层同心球环状弹性薄片构成，增强件组由相匹配的n层同心球环状刚性薄片构成，n为自然数；所述n+1层同心球环状弹性薄片与n层同心球环状刚性薄片呈交互间隔粘接结构、且与后法兰体一起热硫化粘接形成热粘复合体；热粘复合体与前法兰体通过冷胶粘剂粘接形成同球心的连接体。该柔性接头总成的粘接力度强、密封性良好，其制备方法操作简单、工艺性好、成本较低。
Description
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机柔性喷管的零部件，具体地指一种用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成及其制备方法。
背景技术
在固体火箭发动机中需要用到柔性喷管，柔性喷管是一种借助于柔性接头实施喷管摆动、达到推力方向控制目的的摆动喷管，它通常由活动体、固定体、柔性接头总成组成，柔性接头总成是喷管摆动的执行部件。目前，柔性接头总成的常用制备方法采用冷粘方式，即将弹性件组与前法兰体、增强件组、后法兰体一次冷粘而成。由此方法获得的柔性接头总成存在粘结强度较低、在柔性接头总成气密试验检测时易出现密封不良、弹性件组与增强件组之间的粘结面漏气的不足。并且，在摆动试验加载时，弹性件组与增强件组还存在易开裂、粘接失效的缺陷。
发明内容
本发明的目的是为了克服已有技术存在的缺陷，提供一种用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成及其制备方法，该柔性接头总成粘接力度强、密封性良好，其制备方法操作简单、工艺性好、成本较低。
为实现上述目的，本发明的用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成，包括前法兰体和后法兰体，所述前法兰体与后法兰体之间通过弹性件组和增强件组相连，其特殊之处在于：所述弹性件组由相匹配的n+1层同心球环状弹性薄片构成，所述增强件组由相匹配的n层同心球环状刚性薄片构成，n为自然数；所述n+1层同心球环状弹性薄片与n层同心球环状刚性薄片呈交互间隔粘接结构、且与后法兰体一起热硫化粘接形成热粘复合体；所述热粘复合体与前法兰体通过冷胶粘剂粘接形成同球心的连接体。
优选地，所述弹性件组的n+1层同心球环状弹性薄片采用天然橡胶或硅橡胶混炼胶片；所述增强件组的n层同心球环状刚性薄片采用高强度钢、钛合金钢或超高强度钢薄片。
进一步地，所述弹性件组中各薄片的厚度为1.3~2.0mm。
再进一步地，所述增强件组中各薄片的厚度为1.8~2.5mm。
还进一步地，所述自然数n=10。
一种用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成的制备方法，包括如下步骤：
1）按设计要求加工出前法兰体和后法兰体；
2）按设计形状加工好相匹配的n层同心球环状刚性薄片，获得增强件组；
3）按设计形状裁剪好相匹配的n+1层同心球环状弹性薄片，获得弹性件组；
4）对后法兰体的粘接面、增强件组的各个粘接面进行喷砂处理，然后进行脱油污清理，放入烘箱中于66~80℃的温度条件下烘烤30~45min；
5）在烘烤完毕的后法兰体的粘接面、增强件组的各个粘接面涂覆热硫化胶粘剂，再放入烘箱中于45~65℃的温度条件下烘烤30~45min；
6）将再次烘烤完毕的后法兰体与粘接模具固定连接，先将弹性件组中第1层同心球环状弹性薄片粘贴在后法兰体的粘接面上，然后将增强件组中第1层同心球环状刚性薄片粘贴在第1层同心球环状弹性薄片上，再将第2层同心球环状弹性薄片粘贴在第1层同心球环状刚性薄片上，依次类推，直至完成弹性件组第n+1层同心球环状弹性薄片与增强件组中第n层同心球环状刚性薄片的交替粘贴，粘贴时控制弹性件组和增强件组的球环保持同球心；
7）将粘接模具合模后进行热硫化粘接处理，硫化机加热升温至77~83℃，排气3~5次后，加压至9~11Mpa，保压升温至143~148℃，再保温保压硫化60~65min，之后自然冷却至室温，卸掉压力，开启粘接模具，获得由后法兰体、弹性件组和增强件组构成的热粘复合体；
8）对热粘复合体的粘接面进行酸液浸泡处理，然后用水洗涤至pH值=6.5~7.5，再放入烘箱中于35~45℃的温度条件下烘烤30~45min；
9）对前法兰体的粘接面进行喷砂处理，然后进行脱油污清理，放入烘箱中于66~80℃的温度条件下烘烤30~45min；
10）在烘烤后的前法兰体的粘接面涂覆粘胶液，放入烘箱中加热到165~170℃，保温烘烤2~5h；
11）在烘烤后的热粘复合体的粘接面上涂覆胶粘剂，静置10~15min；
12）将热粘复合体放入粘接模具中固定连接，再将前法兰体的粘接面与热粘复合体的粘接面贴合，合模紧固后，放入烘箱中加热到55~65℃，烘烤20~28h出炉，冷却至室温，即可从模具中取出柔性接头总成。
优选地，所述步骤4）和步骤9）中，采用有机溶剂丙酮或二甲苯进行脱油污清理。
进一步地，所述步骤5）中，热硫化胶粘剂选用美国开姆洛克系列胶粘剂、罗门哈斯系列胶粘剂中的一种或两种，其涂覆方式为选用一种型号的胶粘剂进行单涂，或者选用两种型号的粘胶剂分别进行底涂和面涂。
还进一步地，所述步骤8）中，酸液浸泡处理是将重量百分比为95~98%的浓硫酸与水按体积比90~100∶10的比例配制成酸液，然后将热粘复合体的粘接面置入酸液中浸泡3~3.5min。
再进一步地，所述弹性件组的n+1层同心球环状弹性薄片采用天然橡胶或硅橡胶混炼胶片；所述增强件组的n层同心球环状刚性薄片采用高强度钢、钛合金钢或超高强度钢薄片。
本发明的用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成，通过将弹性件组、增强件组、后法兰体先热硫化粘结成热粘复合体，再与前法兰体冷粘获得柔性接头总成，属于热硫化粘接与冷粘相结合的方式，与现有的一次冷粘方式相比，粘接强度高，固化完全、密封性好。该制备方法只需投入一套模具，投入模具费用少，而现有的一次冷粘方式需要投入两套模具，模具投入费用较高，同时，本发明的制备方法操作简单，制造周期及研制成本低。
附图说明
图1为一种用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成的结构示意图。
图2为图1中弹性件组的结构示意图。
图3为图1中增强件组的结构示意图。
图4为由弹性件组、增强件组和后法兰体构成的热粘复合体的结构示意图。
图5为图4所示热粘复合体与前法兰体进行冷粘的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。
实施例1
图1所示的用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成，包括前法兰体A和后法兰体D，前法兰体A与后法兰体D之间通过弹性件组B和增强件组C相连，弹性件组B由相匹配的11层同心球环状天然橡胶混炼胶弹性薄片B1~B11构成，各薄片的厚度为1.3mm，如图2所示；增强件组C由相匹配的10层同心球环状高强度钢质刚性薄片C1~C10构成；增强件组C中各薄片的厚度为1.8mm，如图3所示，所述11层同心球环状弹性薄片B1~B11与10层同心球环状刚性薄片C1~C10呈交互间隔粘接结构、且与后法兰体D一起热硫化粘接形成热粘复合体E（如图4所示）；热粘复合体E与前法兰体A通过冷胶粘剂粘接形成同球心的连接体（如图5所示）。
上述用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成的制备方法，包括如下步骤：
1）按设计要求加工出前法兰体A和后法兰体D；
2）按设计形状加工好相匹配的10层同心球环状高强度钢质刚性薄片C1~C10，获得增强件组C，每层刚性薄片厚度为1.8mm；
3）利用开炼机将天然橡胶混炼胶加工成1.3mm的薄片，按设计形状裁剪好相匹配的11层同心球环状弹性薄片B1~B11，获得弹性件组B；
4）对后法兰体D的粘接面D1、增强件组C的各个粘接面进行喷砂处理，然后有机溶剂丙酮进行脱油污清理，放入烘箱中于66~80℃的温度条件下烘烤30~45min；
5）在烘烤完毕的后法兰体D的粘接面D1、增强件组C的各个粘接面涂覆罗门哈斯系列胶粘剂，再放入烘箱中于45~65℃的温度条件下烘烤30~45min；
6）将再次烘烤完毕的后法兰体D与粘接模具固定连接，先将弹性件组B中第1层同心球环状弹性薄片B1粘贴在后法兰体D的粘接面D1上，然后将增强件组C中第1层同心球环状刚性薄片C1粘贴在第1层同心球环状弹性薄片B1上，再将第2层同心球环状弹性薄片B2粘贴在第1层同心球环状刚性薄片C1上，依次类推，直至完成弹性件组B第11层同心球环状弹性薄片B11与增强件组C中第10层同心球环状刚性薄片C10的交替粘贴，粘贴时控制弹性件组B和增强件组C的球环保持同球心；
7）将粘接模具合模后放入硫化机热板上进行热硫化粘接处理，硫化机加热升温至77~83℃，排气3~5次后，加压至9~11Mpa，保压升温至143~148℃，再保温保压硫化60~65min，之后自然冷却至室温，卸掉压力，开启粘接模具，获得由后法兰体D、弹性件组B和增强件组C构成的热粘复合体E；
8）对热粘复合体E的粘接面E1进行酸液浸泡处理，然后用水洗涤至pH值=6.5~7.5，再放入烘箱中于35~45℃的温度条件下烘烤30~45min；酸液浸泡处理是将重量百分比为95~98%的浓硫酸与水按体积比90~100∶10的比例配制成酸液，然后将热粘复合体E的粘接面E1置入酸液中浸泡3~3.5min。
9）对前法兰体A的粘接面A1进行喷砂处理，然后采用有机溶剂二甲苯进行脱油污清理，放入烘箱中于66~80℃的温度条件下烘烤30~45min；
10）在烘烤后的前法兰体A的粘接面A1涂覆粘胶液，放入烘箱中加热到165~170℃，保温烘烤2~5h；
11）在烘烤后的热粘复合体E的粘接面E1上涂覆胶粘剂，静置10~15min；
12）将热粘复合体E放入粘接模具中固定连接，再将前法兰体A的粘接面A1与热粘复合体E的粘接面E1贴合，合模紧固后，放入烘箱中加热到55~65℃，烘烤20~28h出炉，冷却至室温，即可从模具中取出柔性接头总成。
将实施例1所制备的的柔性接头总成依次进行气密试验1、水压试验、摆动试验、气密试验2，检测结果如表1所示。
表1
实施例2
一种用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成，包括前法兰体A和后法兰体D，前法兰体A与后法兰体D之间通过弹性件组B和增强件组C相连，弹性件组B由相匹配的11层同心球环状天然橡胶混炼胶弹性薄片B1~B11构成，增强件组C由相匹配的10层同心球环状高强度钢质刚性薄片C1~C10构成；弹性件组B中各薄片的厚度为1.8mm；增强件组C中各薄片的厚度为2.0mm；所述11层同心球环状弹性薄片B1~B11与10层同心球环状刚性薄片C1~C10呈交互间隔粘接结构且与后法兰体D一起热硫化粘接形成热粘复合体E；热粘复合体E与前法兰体A通过冷胶粘剂粘接形成同球心的连接体。
上述用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成的制备方法，包括如下步骤：
1）按设计要求加工出前法兰体A和后法兰体D；
2）按设计形状加工好相匹配的10层同心球环状高强度钢质刚性薄片C1~C10，获得增强件组C，每层刚性薄片厚度为2.0mm；
3）利用开炼机将天然橡胶混炼胶加工成1.8mm的薄片，按设计形状裁剪好相匹配的11层同心球环状弹性薄片B1~B11，获得弹性件组B；
4）对后法兰体D的粘接面D1、增强件组C的各个粘接面进行喷砂处理，然后采用有机溶剂二甲苯进行脱油污清理，放入烘箱中于66~80℃的温度条件下烘烤30~45min；
5）在烘烤完毕的后法兰体D的粘接面D1、增强件组C的各个粘接面涂覆开姆洛克205型热硫化胶粘剂，再放入烘箱中于45~65℃的温度条件下烘烤30~45min；
6）将再次烘烤完毕的后法兰体D与粘接模具固定连接，先将弹性件组B中第1层同心球环状弹性薄片B1粘贴在后法兰体D的粘接面D1上，然后将增强件组C中第1层同心球环状刚性薄片C1粘贴在第1层同心球环状弹性薄片B1上，再将第2层同心球环状弹性薄片B2粘贴在第1层同心球环状刚性薄片C1上，依次类推，直至完成弹性件组B第11层同心球环状弹性薄片B11与增强件组C中第10层同心球环状刚性薄片C10的交替粘贴，粘贴时控制弹性件组B和增强件组C的球环保持同球心；
7）将粘接模具合模后放入硫化机热板上进行热硫化粘接处理，硫化机加热升温至77~83℃，排气3~5次后，加压至9~11Mpa，保压升温至143~148℃，再保温保压硫化60~65min，之后自然冷却至室温，卸掉压力，开启粘接模具，获得由后法兰体D、弹性件组B和增强件组C构成的热粘复合体E；
8）对热粘复合体E的粘接面E1进行酸液浸泡处理，然后用水洗涤至pH值=6.5~7.5，再放入烘箱中于35~45℃的温度条件下烘烤30~45min；酸液浸泡处理是将重量百分比为95~98%的浓硫酸与水按体积比90~100∶10的比例配制成酸液，然后将热粘复合体E的粘接面E1置入酸液中浸泡3~3.5min。
9）对前法兰体A的粘接面A1进行喷砂处理，然后有机溶剂二甲苯进行脱油污清理，放入烘箱中于66~80℃的温度条件下烘烤30~45min；
10）在烘烤后的前法兰体A的粘接面A1涂覆粘胶液，放入烘箱中加热到165~170℃，保温烘烤2~5h；
11）在烘烤后的热粘复合体E的粘接面E1上涂覆胶粘剂，静置10~15min；
12）将热粘复合体E放入粘接模具中固定连接，再将前法兰体A的粘接面A1与热粘复合体E的粘接面E1贴合，合模紧固后，放入烘箱中加热到55~65℃，烘烤20~28h出炉，冷却至室温，即可从模具中取出柔性接头总成。
将实施例2所制备的的柔性接头总成依次进行气密试验1、水压试验、摆动试验、气密试验2，检测结果如表2所示。
表2
实施例3
一种用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成，包括前法兰体A和后法兰体D，前法兰体A与后法兰体D之间通过弹性件组B和增强件组C相连，弹性件组B由相匹配的9层同心球环状硅橡胶混炼胶弹性薄片B1~B9构成，增强件组C由相匹配的8层同心球环状钛合金钢刚性薄片C1~C8构成；弹性件组B中各薄片的厚度为2.0mm，增强件组C中各薄片的厚度为2.5mm，所述9层同心球环状弹性薄片B1~B9与8层同心球环状刚性薄片C1~C8呈交互间隔粘接结构、且与后法兰体D一起热硫化粘接形成热粘复合体E；热粘复合体E与前法兰体A通过冷胶粘剂粘接形成同球心的连接体。
用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成的制备方法，包括如下步骤：
1）按设计要求加工出前法兰体A和后法兰体D；
2）按设计形状加工好相匹配的8层同心球环状刚性薄片C1~C8，获得增强件组C，每层刚性薄片厚度为2.5mm；
3）利用开炼机将硅橡胶混炼胶加工成2.0mm的薄片，按设计形状裁剪好相匹配的9层同心球环状弹性薄片B1~B9，获得弹性件组B；
4）对后法兰体D的粘接面D1、增强件组C的各个粘接面进行喷砂处理，然后有机溶剂丙酮进行脱油污清理，放入烘箱中于66~80℃的温度条件下烘烤30~45min；
5）在烘烤完毕的后法兰体D的粘接面D1、增强件组C的各个粘接面涂覆热硫化胶粘剂，再放入烘箱中于45~65℃的温度条件下烘烤30~45min；热硫化胶粘剂选用美国开姆洛克系列胶粘剂、罗门哈斯系列胶粘剂两种，其涂覆方式为选用两种型号的粘胶剂分别进行底涂和面涂；
6）将再次烘烤完毕的后法兰体D与粘接模具固定连接，先将弹性件组B中第1层同心球环状弹性薄片B1粘贴在后法兰体D的粘接面D1上，然后将增强件组C中第1层同心球环状刚性薄片C1粘贴在第1层同心球环状弹性薄片B1上，再将第2层同心球环状弹性薄片B2粘贴在第1层同心球环状刚性薄片C1上，依次类推，直至完成弹性件组B第9层同心球环状弹性薄片B9与增强件组C中第8层同心球环状刚性薄片C8的交替粘贴，粘贴时控制弹性件组B和增强件组C的球环保持同球心；
7）将粘接模具合模后放入硫化机热板上进行热硫化粘接处理，硫化机加热升温至77~83℃，排气3~5次后，加压至9~11Mpa，保压升温至143~148℃，再保温保压硫化60~65min，之后自然冷却至室温，卸掉压力，开启粘接模具，获得由后法兰体D、弹性件组B和增强件组C构成的热粘复合体E；
8）对热粘复合体E的粘接面E1进行酸液浸泡处理，然后用水洗涤至pH值=6.5~7.5，再放入烘箱中于35~45℃的温度条件下烘烤30~45min；酸液浸泡处理是将重量百分比为95~98%的浓硫酸与水按体积比90~100∶10的比例配制成酸液，然后将热粘复合体E的粘接面E1置入酸液中浸泡3~3.5min。
9）对前法兰体A的粘接面A1进行喷砂处理，然后有机溶剂二甲苯进行脱油污清理，放入烘箱中于66~80℃的温度条件下烘烤30~45min；
10）在烘烤后的前法兰体A的粘接面A1涂覆粘胶液，放入烘箱中加热到165~170℃，保温烘烤2~5h；
11）在烘烤后的热粘复合体E的粘接面E1上涂覆胶粘剂，静置10~15min；
12）将热粘复合体E放入粘接模具中固定连接，再将前法兰体A的粘接面A1与热粘复合体E的粘接面E1贴合，合模紧固后，放入烘箱中加热到55~65℃，烘烤20~28h出炉，冷却至室温，即可从模具中取出柔性接头总成。
将实施例3所制备的的柔性接头总成依次进行气密试验1、水压试验、摆动试验、气密试验2，检测结果如表3所示。
表3
表1~3数据显示，按本发明方法实施例1~3所制备的柔性接头总成粘接强度高，均通过气密试验1、水压试验、摆动试验及气密试验2检测，密封性良好。
Claims (10)
1.一种用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成，包括前法兰体（A）和后法兰体（D），所述前法兰体（A）与后法兰体（D）之间通过弹性件组（B）和增强件组（C）相连，其特征在于：所述弹性件组（B）由相匹配的n+1层同心球环状弹性薄片（B1～Bn+1）构成，所述增强件组（C）由相匹配的n层同心球环状刚性薄片（C1～Cn）构成，n为自然数；所述n+1层同心球环状弹性薄片（B1～Bn+1）与n层同心球环状刚性薄片（C1～Cn）呈交互间隔粘接结构、且与后法兰体（D）一起热硫化粘接形成热粘复合体（E）；所述热粘复合体（E）与前法兰体（A）通过冷胶粘剂粘接形成同球心的连接体；其制备方法，包括如下步骤：
1）按设计要求加工出前法兰体（A）和后法兰体（D）；
2）按设计形状加工好相匹配的n层同心球环状刚性薄片（C1～Cn），获得增强件组（C）；
3）按设计形状裁剪好相匹配的n+1层同心球环状弹性薄片（B1～Bn+1），获得弹性件组（B）；
4）对后法兰体（D）的粘接面（D1）、增强件组（C）的各个粘接面进行喷砂处理，然后进行脱油污清理，放入烘箱中于66～80℃的温度条件下烘烤30～45min；
5）在烘烤完毕的后法兰体（D）的粘接面（D1）、增强件组（C）的各个粘接面涂覆热硫化胶粘剂，再放入烘箱中于45～65℃的温度条件下烘烤30～45min；
6）将再次烘烤完毕的后法兰体（D）与粘接模具固定连接，先将弹性件组（B）中第1层同心球环状弹性薄片（B1）粘贴在后法兰体（D）的粘接面（D1）上，然后将增强件组（C）中第1层同心球环状刚性薄片（C1）粘贴在第1层同心球环状弹性薄片（B1）上，再将第2层同心球环状弹性薄片（B2）粘贴在第1层同心球环状刚性薄片（C1）上，依次类推，直至完成弹性件组（B）第n+1层同心球环状弹性薄片（Bn+1）与增强件组（C）中第n层同心球环状刚性薄片（Cn）的交替粘贴，粘贴时控制弹性件组（B）和增强件组（C）的球环保持同球心；
7）将粘接模具合模后进行热硫化粘接处理，硫化机加热升温至77～83℃，排气3～5次后，加压至9～11Mpa，保压升温至143～148℃，再保温保压硫化60～65min，之后自然冷却至室温，卸掉压力，开启粘接模具，获得由后法兰体（D）、弹性件组（B）和增强件组（C）构成的热粘复合体（E）；
8）对热粘复合体（E）的粘接面（E1）进行酸液浸泡处理，然后用水洗涤至pH值=6.5～7.5，再放入烘箱中于35～45℃的温度条件下烘烤30～45min；
9）对前法兰体（A）的粘接面（A1）进行喷砂处理，然后进行脱油污清理，放入烘箱中于66～80℃的温度条件下烘烤30～45min；
10）在烘烤后的前法兰体（A）的粘接面（A1）涂覆粘胶液，放入烘箱中加热到165～170℃，保温烘烤2～5h；
11）在烘烤后的热粘复合体（E）的粘接面（E1）上涂覆胶粘剂，静置10～15min；
12）将热粘复合体（E）放入粘接模具中固定连接，再将前法兰体（A）的粘接面（A1）与热粘复合体（E）的粘接面（E1）贴合，合模紧固后，放入烘箱中加热到55～65℃，烘烤20～28h出炉，冷却至室温，即可从模具中取出柔性接头总成。
2.根据权利要求1所述的用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成，其特征在于：所述弹性件组（B）的n+1层同心球环状弹性薄片（B1～Bn+1）采用天然橡胶或硅橡胶混炼胶片；所述增强件组（C）的n层同心球环状刚性薄片（C1～Cn）采用高强度钢、钛合金钢或超高强度钢薄片。
3.根据权利要求1或2所述的用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成，其特征在于：所述弹性件组（B）中各薄片的厚度为1.3～2.0mm。
4.根据权利要求1或2所述的用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成，其特征在于：所述增强件组（C）中各薄片的厚度为1.8～2.5mm。
5.根据权利要求1或2所述的用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成，其特征在于：所述自然数n=10。
6.一种用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成的制备方法，包括如下步骤：
1）按设计要求加工出前法兰体（A）和后法兰体（D）；
2）按设计形状加工好相匹配的n层同心球环状刚性薄片（C1～Cn），获得增强件组（C）；
3）按设计形状裁剪好相匹配的n+1层同心球环状弹性薄片（B1～Bn+1），获得弹性件组（B）；
4）对后法兰体（D）的粘接面（D1）、增强件组（C）的各个粘接面进行喷砂处理，然后进行脱油污清理，放入烘箱中于66～80℃的温度条件下烘烤30～45min；
5）在烘烤完毕的后法兰体（D）的粘接面（D1）、增强件组（C）的各个粘接面涂覆热硫化胶粘剂，再放入烘箱中于45～65℃的温度条件下烘烤30～45min；
6）将再次烘烤完毕的后法兰体（D）与粘接模具固定连接，先将弹性件组（B）中第1层同心球环状弹性薄片（B1）粘贴在后法兰体（D）的粘接面（D1）上，然后将增强件组（C）中第1层同心球环状刚性薄片（C1）粘贴在第1层同心球环状弹性薄片（B1）上，再将第2层同心球环状弹性薄片（B2）粘贴在第1层同心球环状刚性薄片（C1）上，依次类推，直至完成弹性件组（B）第n+1层同心球环状弹性薄片（Bn+1）与增强件组（C）中第n层同心球环状刚性薄片（Cn）的交替粘贴，粘贴时控制弹性件组（B）和增强件组（C）的球环保持同球心；
7）将粘接模具合模后进行热硫化粘接处理，硫化机加热升温至77～83℃，排气3～5次后，加压至9～11Mpa，保压升温至143～148℃，再保温保压硫化60～65min，之后自然冷却至室温，卸掉压力，开启粘接模具，获得由后法兰体（D）、弹性件组（B）和增强件组（C）构成的热粘复合体（E）；
8）对热粘复合体（E）的粘接面（E1）进行酸液浸泡处理，然后用水洗涤至pH值=6.5～7.5，再放入烘箱中于35～45℃的温度条件下烘烤30～45min；
9）对前法兰体（A）的粘接面（A1）进行喷砂处理，然后进行脱油污清理，放入烘箱中于66～80℃的温度条件下烘烤30～45min；
10）在烘烤后的前法兰体（A）的粘接面（A1）涂覆粘胶液，放入烘箱中加热到165～170℃，保温烘烤2～5h；
11）在烘烤后的热粘复合体（E）的粘接面（E1）上涂覆胶粘剂，静置10～15min；
12）将热粘复合体（E）放入粘接模具中固定连接，再将前法兰体（A）的粘接面（A1）与热粘复合体（E）的粘接面（E1）贴合，合模紧固后，放入烘箱中加热到55～65℃，烘烤20～28h出炉，冷却至室温，即可从模具中取出柔性接头总成。
7.根据权利要求6所述的用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成的制备方法，其特征在于：所述步骤4）和步骤9）中，采用有机溶剂丙酮或二甲苯进行脱油污清理。
8.根据权利要求6所述的用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成的制备方法，其特征在于：所述步骤5）中，热硫化胶粘剂选用美国开姆洛克系列胶粘剂、罗门哈斯系列胶粘剂中的一种或两种，其涂覆方式为选用一种型号的胶粘剂进行单涂，或者选用两种型号的粘胶剂分别进行底涂和面涂。
9.根据权利要求6所述的用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成的制备方法，其特征在于：所述步骤8）中，酸液浸泡处理是将重量百分比为95～98%的浓硫酸与水按体积比90～100∶10的比例配制成酸液，然后将热粘复合体（E）的粘接面（E1）置入酸液中浸泡3～3.5min。
10.根据权利要求6至9中任意一项所述的用于固体火箭发动机柔性喷管的柔性接头总成的制备方法，其特征在于：所述弹性件组（B）的n+1层同心球环状弹性薄片（B1～Bn+1）采用天然橡胶或硅橡胶混炼胶片；所述增强件组（C）的n层同心球环状刚性薄片（C1～Cn）采用高强度钢、钛合金钢或超高强度钢薄片。
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Citations (4)
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|---|---|---|---|---|
| GB1436310A (en) * | 1972-08-11 | 1976-05-19 | British Steel Corp | Pipe joints and sealing members therefor |
| GB2024972A (en) * | 1978-06-14 | 1980-01-16 | Clouth Gummiwerke Ag | Flexible Pipe Joint |
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Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1436310A (en) * | 1972-08-11 | 1976-05-19 | British Steel Corp | Pipe joints and sealing members therefor |
| GB2024972A (en) * | 1978-06-14 | 1980-01-16 | Clouth Gummiwerke Ag | Flexible Pipe Joint |
| CN2543662Y (zh) * | 2002-09-29 | 2003-04-09 | F.I.M.A.D.有限公司 | 一种具有弹性磨具的抛光机旋转磨头 |
| CN1854592A (zh) * | 2005-04-28 | 2006-11-01 | 未来儿株式会社 | 树脂制管接头组件 |
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