CN107322951A - 固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法 - Google Patents

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李天明
马娟
曾甜甜
高李帅
邓德凤
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Abstract

本发明涉及一种固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，包括，步骤1：对固体火箭发动机内绝热层芯模的外表面进行绝热层缠绕；步骤2：对固体火箭发动机内绝热层芯模上的三元乙丙橡胶缠绕层进行压实，然后在三元乙丙橡胶缠绕层上从固体火箭发动机内绝热层芯模一侧赤道线开始继续进行环向多层纤维缠绕工序；步骤3：纤维缠绕工序完成后，对固体火箭发动机内绝热层芯模上的三元乙丙橡胶缠绕层与纤维缠绕层共固化处理，固化脱模后，完成固体火箭发动机内绝热层芯模绝热层制作。本发明通过以上设计，能实现多层无缝搭接绝热层成型，实现筒身段绝热层变厚度整体成型，提高质量可靠性、降低绝热层重量，提高产品生产效率，降低产品成本。

Description

固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机绝热层制造技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法。
背景技术
固体火箭发动机是一种性能优越的火箭动力装置，由燃烧室、推进剂、点火装置和喷管等部件组成。燃烧室是贮存推进剂的容器，也是提供燃烧的空间，要承受高温3000℃以上、高压燃气流冲刷。燃烧室内绝热层是一层置于壳体内表面与推进剂之问的隔热防护材料，其主要功能是通过自身的不断分解、烧蚀带走大部分热量以缓解高温燃气温度向壳体的传递速度，避免壳体达到危机结构完整性的温度，保证发动机正常工作。燃烧室结构的完整性与可靠性，不仅取决于壳体材料的性能，在很大程度上取决于燃烧室壳体内绝热材料性能的先进性和成型工艺的可靠性。
目前固体火箭发动机内绝热层成型最主要的工艺为手工粘贴成型。由于绝热层贴片过程采用手工贴片，人为操作影响产品可靠性，原材料利用率低。
发明内容
本发明的目的在于针对现有技术中存在的问题，提出一种固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，该方法可有效提高质量可靠性、降低绝热层重量、提高产品生产效率。
为解决上述技术问题，本发明公开的一种固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，其特征在于，它包括如下步骤：
步骤1：对固体火箭发动机内绝热层芯模的外表面进行绝热层缠绕，绝热层缠绕的方法为，通过三元乙丙橡胶带采用环向多层缠绕方式对固体火箭发动机内绝热层芯模外表面的芯模一侧赤道线至另一侧赤道线之间的区域进行缠绕，直至环向多层缠绕的三元乙丙橡胶带达到所需要的绝热层厚度；
步骤2：对固体火箭发动机内绝热层芯模上的三元乙丙橡胶缠绕层进行玻璃纤维干纱螺旋缠绕压实，压实后拆除玻璃纤维干纱，进行碳纤维和环氧树脂复合材料纤维缠绕工序，形成纤维缠绕层；
步骤3：纤维缠绕工序完成后，对固体火箭发动机内绝热层芯模上的三元乙丙橡胶缠绕层与纤维缠绕层共固化处理，固化脱模后，完成固体火箭发动机内绝热层芯模绝热层制作。
本发明的有益效果：
本发明通过以上设计，能实现多层无缝搭接绝热层成型，实现筒身段绝热层变厚度整体成型，提高质量可靠性、降低绝热层重量，提高产品生产效率，降低产品成本。
具体实施方式
以下结合具体实施例对本发明作进一步的详细说明：
本发明的固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，通过将带有背衬纸的薄带状三元乙丙橡胶为原材料，并应用数控缠绕技术将橡胶带加压缠绕在缠绕芯模上，形成多层无缝搭接绝热层，实现筒身段绝热层变厚度整体成型，提高了质量可靠性、降低了绝热层重量，提高了产品生产效率，降低了产品成本，具体来说该方法包括如下步骤：
步骤1：对固体火箭发动机内绝热层芯模的外表面进行绝热层缠绕(数控程序自动缠绕)，绝热层缠绕的方法为，通过三元乙丙橡胶带(三元乙丙橡胶，抗烧蚀性能优良，密度低)采用环向多层缠绕方式(橡胶薄带厚度较薄，只有多层缠绕才能实现内绝热层总厚度)对固体火箭发动机内绝热层芯模外表面的芯模一侧赤道线至另一侧赤道线之间的区域进行缠绕，直至环向多层缠绕的三元乙丙橡胶带达到所需要的绝热层厚度(1.5～30mm)；
步骤2：对固体火箭发动机内绝热层芯模上的三元乙丙橡胶缠绕层进行玻璃纤维干纱螺旋缠绕压实(采用多股玻璃纤维干纱螺旋缠绕加压，单根纱张力10～30N)，压实后拆除玻璃纤维干纱，进行碳纤维和环氧树脂复合材料纤维缠绕工序，形成纤维缠绕层；
步骤3：纤维缠绕工序完成后，对固体火箭发动机内绝热层芯模上的三元乙丙橡胶缠绕层与纤维缠绕层共固化处理(碳纤维和环氧树脂复合材料与三元乙丙橡胶内绝热层采用同种固化工艺固化，固化工艺采用阶梯固化工艺)，固化脱模后，完成固体火箭发动机内绝热层芯模绝热层制作。
上述技术方案中，所述三元乙丙橡胶带为带有背衬纸的薄带状三元乙丙橡胶带，所述三元乙丙橡胶带边缘橡胶厚度为中间橡胶厚度的二分之一。薄带状三元乙丙有一定自粘性且材料自身强度较低，通过背衬纸能够方便的进行缠绕和施加张力。边缘厚度为中间厚度二分之一能实现相邻两片材料搭接后厚度相等，实现等厚度。
上述技术方案中，所述三元乙丙橡胶带的环向多层缠绕方式能多层无缝搭接成型，实现绝热层的变厚度整体成型。
上述技术方案中，所述三元乙丙橡胶缠绕层与纤维缠绕层共固化处理的共固化温度为90～150℃。
上述技术方案中，所述三元乙丙橡胶缠绕层与纤维缠绕层共固化处理的共固化时间为10～15小时。共固化温度与时间按照上述范围是三元乙丙橡胶与碳纤维/环氧树脂复合材料最佳固化工艺温度与时间。
上述技术方案中，所述三元乙丙橡胶带的环向多层缠绕张力为5～15N。上述纤维缠绕张力能保证三元乙丙薄带紧密严实的缠绕在芯模表面。
上述技术方案的步骤1前还包括如下准备工作：根据固体火箭发动机内绝热层芯模外表面的三维模型及尺寸参数，确定三元乙丙橡胶带的用量及尺寸。根据三元乙丙橡胶带的用量及尺寸利用三辊炼胶机精确下料并收卷，制成所需的三元乙丙橡胶带。
上述技术方案的步骤2中，对固体火箭发动机内绝热层芯模上的三元乙丙橡胶缠绕层进行压实的方法为采用缠绕干纱加压，加压完成后拆除干纱。玻璃纤维干纱加压能将三元乙丙内绝热层致密加压。张力致密均匀且持久，加压效果好。
实施例1：
将缠绕芯模吊装在布带式数控缠绕机主轴上；在缠绕芯模表面粘贴用于脱模的薄膜或刷涂脱模剂；根据产品三维模型及设计尺寸，计算内绝热层成型所需要的三元乙丙橡胶数量，并根据产品相关尺寸，编制数控缠绕程序；利用改制的三辊炼胶机精确下料并收卷，下料的三元乙丙橡胶薄带中间厚度为边缘(搭接边)厚度的两倍；从缠绕芯模一侧赤道线开始缠绕，从一侧赤道线缠绕至另一侧赤道线，按照数控程序缠绕至所需的内绝热层厚度；对两侧赤道线处多余的三元乙丙橡胶进行剪裁，台阶进行打磨，形成圆滑过渡；缠绕完成后对内绝热层加压，加压采用缠绕干纱加压，加压完成后拆除干纱；内绝热层制作后，进行后续缠绕工序，缠绕工序完成后，内绝热层与缠绕层共固化，固化为阶梯固化，固化脱模后完成内绝热层成型。
本发明利用数控缠绕技术、实现内绝热层橡胶软片搭接缠绕成型，实现绝热层等厚度成型。
本说明书未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (9)

1.一种固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，其特征在于，它包括如下步骤：
步骤1：对固体火箭发动机内绝热层芯模的外表面进行绝热层缠绕，绝热层缠绕的方法为，通过三元乙丙橡胶带采用环向多层缠绕方式对固体火箭发动机内绝热层芯模外表面的芯模一侧赤道线至另一侧赤道线之间的区域进行缠绕，直至环向多层缠绕的三元乙丙橡胶带达到所需要的绝热层厚度；
步骤2：对固体火箭发动机内绝热层芯模上的三元乙丙橡胶缠绕层进行玻璃纤维干纱螺旋缠绕压实，压实后拆除玻璃纤维干纱，进行碳纤维和环氧树脂复合材料纤维缠绕工序，形成纤维缠绕层；
步骤3：纤维缠绕工序完成后，对固体火箭发动机内绝热层芯模上的三元乙丙橡胶缠绕层与纤维缠绕层共固化处理，固化脱模后，完成固体火箭发动机内绝热层芯模绝热层制作。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，其特征在于：所述三元乙丙橡胶带为带有背衬纸的薄带状三元乙丙橡胶带，所述三元乙丙橡胶带边缘橡胶厚度为中间橡胶厚度的二分之一。
3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，其特征在于：所述三元乙丙橡胶带的环向多层缠绕方式能多层无缝搭接成型，实现绝热层的变厚度整体成型。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，其特征在于：所述三元乙丙橡胶缠绕层与纤维缠绕层共固化处理的共固化温度为90～150℃。
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，其特征在于：所述三元乙丙橡胶缠绕层与纤维缠绕层共固化处理的共固化时间为10～15小时。
6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，其特征在于：所述三元乙丙橡胶带的环向多层缠绕张力为5～15N。
7.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，其特征在于：所述步骤1前还包括如下准备工作：根据固体火箭发动机内绝热层芯模外表面的三维模型及尺寸参数，确定三元乙丙橡胶带的用量及尺寸。
8.根据权利要求7所述的固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，其特征在于：所述准备工作中，根据三元乙丙橡胶带的用量及尺寸利用三辊炼胶机精确下料并收卷，制成所需的三元乙丙橡胶带。
9.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法，其特征在于：所述步骤1中所需要的绝热层厚度为1.5～30mm。
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