CN107351421B - 一种固体火箭发动机内绝热层及其成型方法 - Google Patents

一种固体火箭发动机内绝热层及其成型方法 Download PDF

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Abstract

一种固体火箭发动机内绝热层及其成型方法，内绝热层由如下方法制成：包括以下步骤：步骤一：使用压延机将绝热层生胶料碾压成胶片；步骤二：将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套；步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化；步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；步骤五：对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化后形成内绝热层。本发明绝热层尺寸控制精度较高，质量一致性好，操作简便，生产效率高，不仅能满足均匀厚度绝热层成型，而且能满足变厚度、形状不规则等结构复杂的绝热套成型需要。

Description

一种固体火箭发动机内绝热层及其成型方法
技术领域
本发明涉及导弹武器、太空飞行器领域的热防护材料成型工艺，特别是能用于固体火箭发动机燃烧室内绝热层制造。
背景技术
目前，制造固体火箭发动机内绝热层的方法主要有热压成型和模压成型两种工艺。热压成型工艺具有技术成熟稳定，应用范围广等优点，但操作工序繁杂，生产效率较低，且大量依靠手工操作，严重阻碍了导弹武器的大批量快速生产。而模压成型工艺受制于固体火箭发动机的尺寸和绝热层的结构，对于铝合金材质或不宜经受高温的发动机都不合适采用该工艺方法。也有研究报道，采用喷涂、刮涂、离心涂覆工艺进行固体火箭发动机燃烧室绝热，但这些方法要求绝热层在常温下应具有较好的流动性，一般为稀浆型绝热材料。
现代作战环境对战术导弹的机动性能要求越来越高，导致绝热层的结构呈现为复杂化趋势，传统热压成型工艺和模压成型工艺难以满足发展的需要。因此，亟需研制出一种稳定可靠，可实施性强的绝热层成型工艺，以满足高性能导弹武器批量化生产的需要。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术所存在的工艺效率较低等上述不足而提供一种固体火箭发动机内绝热层成型方法，首次采用绝热层机外一体成型，再与发动机组合粘贴成型，完成发动机实物产品绝热，突破了常规工艺手段，实现了快速生产制造的目的。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：包括以下步骤：
步骤一：使用压延机将绝热层生胶料碾压成胶片；
步骤二：将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套；
步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化；
步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；
步骤五：对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；
步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；
步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化后形成内绝热层。
所述绝热层生胶料为采用开炼或密炼工艺炼制的绝热层混炼胶。
所述绝热层生胶料为三元乙丙橡胶、丁腈橡胶或硅橡胶等柔性绝热材料。
所述的模芯具有特定外形结构和尺寸。所述模芯外形面与待成型绝热层内型面相同，模芯内部为空心或实心，材质为金属或砂芯。
所述步骤二中的包裹方式为手工将胶片缠绕在模芯上，外层用能承受高温并具有较高强度的纤维编织带裹紧，绝热套的厚度为待成型内绝热层厚度的1.5—5倍。
所述编织带为能承受高温并具有较高强度的纤维编织物。
所述步骤三中的固化条件为：固化温度140—180℃，固化时间5—120min，常压。
所述步骤五中采用机床切削法进行整形切削。
所述步骤六中的胶粘剂为凯姆洛克类溶液型胶粘剂。
所述步骤七中的固化条件为：固化温度80—180℃，固化时间30min—300min。
本发明的目的还在于提供一种固体火箭发动机内绝热层，技术方案为：
所述内绝热层由如下方法制成，包括以下步骤：
步骤一：使用压延机将绝热层生胶料碾压成胶片；
步骤二：将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套；
步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化；
步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；
步骤五：对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；
步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；
步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化后形成内绝热层。
与现有技术相比，本发明通过借鉴民用橡胶技术，结合固体火箭发动机内绝热层结构特点，提出一种采用发动机内绝热层在机外预成型再与壳体组合粘接的快速成型技术，具有如下优势和进步：
1）生产效率高。绝热层机外预成型，可根据生产需求提前策划生产，依靠模芯成型，操作简便，易于实现批量生产。
2）产品尺寸控制精度高，通过模芯保证绝热层内表面尺寸和外观，机加整形控制绝热厚度，尺寸波动小，产品质量一致性好，消除了热压成型工艺中绝热层外观不平整，厚度波动范围较大的缺点。
3）应用范围广。不仅能满足均匀厚度绝热层成型，而且能满足变厚度、形状不规则等结构复杂的绝热套成型需要。
本发明可替代目前广泛采用的热压成型工艺，提高生产效率，提高产品尺寸控制精度，达到产品快速制造的目的。同时对于热压成型工艺难以实现的复杂绝热结构及不宜采用模压的壳体都可以用本发明的方法进行成型，弥补了现有技术的局限性。
附图说明
图1是本发明模芯的结构示意图。
图2是模芯缠绕绝热套的组合结构示意图。
图3是本发明所制得的绝热套的结构示意图。
图4是内绝热层的结构示意图。
图中，1、模芯，2、绝热套，3、燃烧室壳体，4、内绝热层。
具体实施方式
实施例1
按下述步骤制作内绝热层：
步骤一：使用压延机将三元乙丙橡胶碾压成胶片；
步骤二：将图1所示的模芯1固定在操作架上，将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套2（如图2所示），在最外层用纤维编织带裹紧。
步骤三：将绝热套2送入硫化罐中固化，固化温度160℃，固化时间60min，常压。
步骤四：取出硫化后的绝热套2，冷却至室温；
步骤五：拆下外层纤维编织带，对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；如图3所示。
步骤六：在绝热套2外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套2粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体3内壁上；
步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化，固化温度160℃，固化时间30min；使胶粘剂固化后，形成内绝热层4，如图4所示。
实施例2
按下述步骤制作内绝热层：
步骤一：使用压延机将三元乙丙橡胶碾压成胶片；
步骤二：将模芯固定在操作架上，将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套，在最外层用纤维编织带裹紧；
步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化，固化温度180℃，固化时间5min，常压；
步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；
步骤五：拆下外层纤维编织带，对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；
步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；
步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化，固化温度80℃，固化时间300min；使胶粘剂固化后，形成内绝热层。
实施例3
按下述步骤制作内绝热层：
步骤一：使用压延机将三元乙丙橡胶碾压成胶片；
步骤二：将模芯固定在操作架上，将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套，在最外层用纤维编织带裹紧；
步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化，固化温度120℃，固化时间120min，常压；
步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；
步骤五：拆下外层纤维编织带，对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；
步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；
步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化，固化温度180℃，固化时间30min；使胶粘剂固化后，形成内绝热层。
实施例4
按下述步骤制作内绝热层：
步骤一：使用压延机将丁腈橡胶碾压成胶片；
步骤二：将模芯固定在操作架上，将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套，在最外层用纤维编织带裹紧；
步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化，固化温度160℃，固化时间60min，常压；
步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；
步骤五：拆下外层纤维编织带，对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；
步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；
步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化，固化温度160℃，固化时间30min；使胶粘剂固化后，形成内绝热层。
实施例5
按下述步骤制作内绝热层：
步骤一：使用压延机将丁腈橡胶碾压成胶片；
步骤二：将模芯固定在操作架上，将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套，在最外层用纤维编织带裹紧；
步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化，固化温度120℃，固化时间120min，常压；
步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；
步骤五：拆下外层纤维编织带，对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；
步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；
步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化，固化温度180℃，固化时间30min；使胶粘剂固化后，形成内绝热层。
实施例6
按下述步骤制作内绝热层：
步骤一：使用压延机将丁腈橡胶碾压成胶片；
步骤二：将模芯固定在操作架上，将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套，在最外层用纤维编织带裹紧；
步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化，固化温度180℃，固化时间5min，常压；
步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；
步骤五：拆下外层纤维编织带，对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；
步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；
步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化，固化温度80℃，固化时间300min；使胶粘剂固化后，形成内绝热层。
实施例7
按下述步骤制作内绝热层：
步骤一：使用压延机将硅橡胶碾压成胶片；
步骤二：将模芯固定在操作架上，将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套，在最外层用纤维编织带裹紧；
步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化，固化温度180℃，固化时间5min，常压；
步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；
步骤五：拆下外层纤维编织带，对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；
步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；
步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化，固化温度160℃，固化时间60min；使胶粘剂固化后，形成内绝热层。
实施例8
按下述步骤制作内绝热层：
步骤一：使用压延机将硅橡胶碾压成胶片；
步骤二：将模芯固定在操作架上，将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套，在最外层用纤维编织带裹紧；
步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化，固化温度120℃，固化时间30min，常压；
步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；
步骤五：拆下外层纤维编织带，对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；
步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；
步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化，固化温度80℃，固化时间300min；使胶粘剂固化后，形成内绝热层。
按照本发明的方法制作发动机实物产品绝热用内绝热层。内绝热层外观质量合格，与燃烧室内壁无脱粘，绝热层厚度控制良好，满足设计要求。实验结果全部达到预期要求，检测结果如表1所示。
表1 内绝热层的尺寸及外观检验结果
从以上实施例可以看出，本发明的方法具有操作简便，可实施性强，工艺稳定，重现性较好，突破传统的手工贴片工艺，更适合用于固体发动机批量生产。

Claims (10)

1.一种固体火箭发动机内绝热层成型方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤一：使用压延机将绝热层生胶料碾压成胶片；
步骤二：将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套；步骤二中的包裹方式为手工将胶片缠绕在模芯上，外层用编织带裹紧；
步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化；
步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；
步骤五：拆下外层编织带，对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；
步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；
步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化后形成内绝热层。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层成型方法，其特征在于：所述绝热层生胶料为采用开炼或密炼工艺炼制的绝热层混炼胶。
3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层成型方法，其特征在于：所述绝热层生胶料为三元乙丙橡胶、丁腈橡胶或硅橡胶。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层成型方法，其特征在于：所述模芯外形面与待成型绝热层内型面相同，模芯内部为空心或实心，材质为金属或砂芯。
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层成型方法，其特征在于：所述绝热套的厚度为待成型内绝热层厚度的1.5—5倍。
6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层成型方法，其特征在于：所述编织带为纤维编织物。
7.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层成型方法，其特征在于：所述步骤三中的固化条件为：固化温度140—180℃，固化时间5—120min，常压。
8.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层成型方法，其特征在于：所述步骤六中的胶粘剂为凯姆洛克类溶液型胶粘剂。
9.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层成型方法，其特征在于：所述步骤七中的固化条件为：固化温度80—180℃，固化时间30min—300min。
10.一种固体火箭发动机内绝热层，其特征在于：所述内绝热层由如下方法制成，包括以下步骤：
步骤一：使用压延机将绝热层生胶料碾压成胶片；
步骤二：将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套；步骤二中的包裹方式为手工将胶片缠绕在模芯上，外层用编织带裹紧；
步骤三：将绝热套送入硫化罐中固化；
步骤四：取出硫化后的绝热套，冷却至室温；
步骤五：拆下外层编织带，对绝热套进行整形切削，整形完毕后将绝热套从模芯上脱下；
步骤六：在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂，然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上；
步骤七：将燃烧室壳体放入硫化罐中固化后形成内绝热层。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109838321B (zh) * 2017-11-27 2021-02-02 湖北航天化学技术研究所 一种固体火箭发动机用后封头绝热层结构及成型方法
CN109605625B (zh) * 2018-11-30 2021-02-09 湖北航天化学技术研究所 一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法
CN112318790B (zh) * 2020-09-09 2022-08-19 西安近代化学研究所 一种高粘度硅基绝热层硫化成型工艺

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2814797B2 (ja) * 1991-11-11 1998-10-27 日産自動車株式会社 インシュレータの貼着方法
CN103847056A (zh) * 2012-11-29 2014-06-11 上海新力动力设备研究所 发动机内绝热层整体模压模具及模压方法
CN104552692A (zh) * 2013-10-28 2015-04-29 湖北航天化学技术研究所 一种中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
TW591171B (en) * 2003-09-30 2004-06-11 Chung Shan Inst Of Science Method and apparatus for installing aft insulation in rocket motor case
KR101097787B1 (ko) * 2009-08-20 2011-12-23 국방과학연구소 추진제용 압력용기, 그 폭발 방지 방법 및 제조 방법

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2814797B2 (ja) * 1991-11-11 1998-10-27 日産自動車株式会社 インシュレータの貼着方法
CN103847056A (zh) * 2012-11-29 2014-06-11 上海新力动力设备研究所 发动机内绝热层整体模压模具及模压方法
CN104552692A (zh) * 2013-10-28 2015-04-29 湖北航天化学技术研究所 一种中小型固体火箭发动机内绝热层挤胀成型工装

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