CN109605625B - 一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法，属于绝热层成型工艺领域。所述方法包括：根据发动机燃烧室壳体设计结构，制备未完全硫化的绝热层预制件，所述未完全硫化的绝热层预制件外径小于所述发动机燃烧室壳体内径；通过热硫化型胶黏剂将所述未完全硫化的绝热层预制件粘贴在所述发动机燃烧室壳体内壁；热压硫化，得到具有绝热层的发动机燃烧室壳体。本发明利用绝热层预制件自身的内撑张力以及与燃烧室壳体内壁良好的隔离间隙，有效解决了生胶片贴片扭曲、排气不顺的问题，绝热层与壳体界面粘接可靠性得到提高。

Description

一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机的绝热层成型工艺，特别是能用于大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室内绝热层成型的工艺，属于绝热层成型工艺领域。
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气囊加压成型、模具加压成型、硫化罐热压成型工艺等。就大长径比(如图2所示L/D≥7)的小型固体火箭发动机燃烧室内绝热层成型而言，只有气囊加压成型和硫化罐热压成型工艺可行。但是硫化罐热压成型工艺难以排出绝热层与壳体之间的气体，容易出现绝热层鼓包、脱粘现象。
气囊加压成型工艺可以通过前期的抽真空工序排出绝热层与壳体之间的气体，能较好地保证界面粘接可靠性。目前常采用带导气槽的生胶片通过手工贴片方式贴附在壳体内壁，然后通过抽真空工序排出生胶片与壳体之间的气体，最后加压硫化成型。但是针对大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室壳体而言，在生胶片贴片过程中胶片容易在中段扭曲变形，导致导气槽不通顺，生胶片与壳体之间的气体难以彻底排出。同时采用生胶片贴片工艺难以保证绝热层有效搭接，且搭接部位厚度偏厚。
因此，亟需一种界面粘接可靠、厚度均匀、操作简便的绝热层成型工艺，以满足大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室的绝热需要。
发明内容
为解决现有技术中存在的问题，本发明提供了一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法，利用绝热层预制件自身的内撑张力以及与燃烧室壳体内壁良好的隔离间隙，有效解决了生胶片贴片扭曲、排气不顺的问题，绝热层与壳体界面粘接可靠性得到提高。
为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：
一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法，包括：
根据发动机燃烧室壳体设计结构，制备未完全硫化的绝热层预制件，所述未完全硫化的绝热层预制件外径小于所述发动机燃烧室壳体内径；
通过热硫化型胶黏剂将所述未完全硫化的绝热层预制件粘贴在所述发动机燃烧室壳体内壁；
热压硫化，得到具有绝热层的发动机燃烧室壳体。
在一可选实施例中，所述未完全硫化的绝热层预制件外径为所述发动机燃烧室壳体内径的92-96％。
在一可选实施例中，所述未完全硫化的绝热层预制件的交联密度为完全硫化时的交联密度的70-85％。
在一可选实施例中，所述制备未完全硫化的绝热层预制件，包括：
通过缠绕成型或模压成型工艺制备绝热层预制件；
对所述绝热层预制件进行不完全硫化，得到未完全硫化的绝热层预制件。
在一可选实施例中，根据下式确定绝热层预制件成型模芯的外径：
Figure BDA0001888088000000021
其中，DMX为模芯外径，DKT为发动机燃烧室壳体内径，优选100～200mm，d为绝热层厚度，K为绝热层材料在对应成型工艺中的收缩率，α为所述未完全硫化的绝热层预制件外径与所述发动机燃烧室壳体内径的比值。
在一可选实施例中，所述绝热层预制件材质为三元乙丙橡胶、丁腈橡胶或硅橡胶。
在一可选实施例中，所述的热硫化型胶粘剂的硫化温度为140-170℃。
在一可选实施例中，在140～160℃下硫化120～350min，对所述绝热层预制件进行不完全硫化，优选在140℃下硫化240～350min。
在一可选实施例中，在140-170℃、0.8-1.2MPa条件下热压硫化60-180min，得到具有绝热层的发动机燃烧室壳体。
在一可选实施例中，所述通过热硫化型胶黏剂将所述未完全硫化的绝热层预制件粘贴在所述发动机燃烧室壳体内壁，包括：
对所述未完全硫化的绝热层预制件表面进行喷砂处理、清理干净后涂覆热硫化型胶黏剂；
将涂覆好所述胶黏剂的未完全硫化的绝热层预制件贴入所述发动机燃烧室壳体内壁。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
(1)界面粘接可靠性高：本发明通过制备具有合适外径和未完全硫化的绝热层预制件，利用绝热层预制件自身的内撑张力以及与壳体内壁良好的隔离间隙，不存在生胶片扭曲、排气不顺的问题，绝热层与壳体界面粘接可靠性得到提高；
(2)绝热层厚度均匀：通过缠绕成型或模压成型制备的未完成硫化的绝热层预制件不存在搭接缝偏厚的问题，厚度尺寸波动小，产品质量一致性好；
(3)易于实现机械化：将发动机内绝热成型工艺调整为绝热层预制件的预成型和绝热层预制件贴片成型两道工序，避开了难以机械化实施的生胶片贴片成型工艺，有利于发动机绝热产品的机械化生产，提高产品质量的一致性；
(4)绝热生产效率高：绝热层预制件的预成型可先于发动机燃烧室壳体加工，优化了生产管理流程，将大大提高绝热生产效率。
本发明可替代目前广泛采用的生胶片贴片成型工艺，提高界面粘接可靠性以及绝热层厚度的均匀性。相比生胶片贴片难以实现机械化，本发明的方法易于实现机械化，且可以对绝热生产流程进行优化，将大大提高绝热产品的质量一致性和生产效率。
如图说明
图1是本发明实施例提供的缠绕成型工艺制备绝热层预制件的示意图；
图2是本发明实施例提供的绝热层预制件粘贴到燃烧室壳体内壁上形成的组合结构示意图；
图3是本发明实施例提供的模压成型工艺制备绝热层预制件的示意图。
图中，1、缠绕成型的模芯，2、绝热层预制件，3、燃烧室壳体，4、气囊，5、气囊加压工装，6、HALF模，7、模压成型的模芯。
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，便于更清楚地了解本发明，但它们不对本发明构成限定。
本发明各实施例中，材料在对应成型工艺中的收缩率可以通过
《GJB5873-2006模压硫化橡胶线性收缩率的测定》测得。
实施例1
按下述步骤制备大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层：
步骤一：如图1所示，采用缠绕成型工艺制备三元乙丙橡胶复合材料的绝热层预制件，设定缠绕成型的模芯1工作面长度(绝热层预制体长度)为1000mm，缠绕成型的模芯1外径为109.7mm(由下式计算的，α取0.92，对应绝热层预制件外径为壳体内径的92％)：
Figure BDA0001888088000000041
其中，DMX为模芯外径，DKT为壳体内径,d为绝热层厚度，K为不同成型工艺不同橡胶复合材料的收缩率(缠绕成型工艺中三元乙丙橡胶复合材料的收缩率K＝3％)，α对应绝热层预制件外径与燃烧室壳体内径的比值，为间隙调控参数。
步骤二：设定硫化工艺温度为140℃，调控硫化时间为240min(该条件下硫化后的绝热层预制件的交联密度为胶料完全硫化程度下交联密度的70％)，得到具有合适尺寸的未完全硫化的绝热层预制件。通过车削及精磨工序保证绝热层预制件2厚度在2.00±0.05mm。
步骤三：将绝热层预制件2从模芯上取下，对绝热层预制件2外表面喷砂、清理干净，并均匀涂刷开姆洛克238胶粘剂。
步骤四：如图2所示，将涂好胶粘剂的绝热层预制件贴入发动机燃烧室壳体3内壁；
步骤五：装配气囊4及气囊加压工装5，放入硫化罐中加压热硫化，硫化温度160℃,硫化时间120min，硫化压力0.8MPa；
步骤六：待保压硫化及降温时间结束，取出壳体，拆除工装。
实施例2
按下述步骤制备大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层：
步骤一：如图3所示，采用HALF模6进行模压成型工艺，制备三元乙丙橡胶复合材料的绝热层预制件，设定模压成型的模芯7工作面长度(绝热层预制体长度)为1000mm，模压成型的模芯7外径为108.6mm(由下式计算的，α取0.92，对应绝热层预制件外径为壳体内径的92％)：
Figure BDA0001888088000000051
其中，DMX为模芯外径，DKT为壳体内径,d为绝热层厚度，K为不同成型工艺不同橡胶复合材料的收缩率(模压成型工艺中三元乙丙橡胶复合材料的收缩率K＝2％)，α对应绝热层预制件外径与燃烧室壳体内径的比值，为间隙调控参数。
步骤二：设定硫化工艺温度为140℃，调控硫化时间为240min(该条件下硫化后的绝热层预制件的交联密度为胶料完全硫化程度下交联密度的70％)，得到具有合适尺寸的未完全硫化的绝热层预制件。
步骤三：将绝热层预制件2从模芯上取下，对绝热层预制件外表面喷砂、清理干净，并均匀涂刷开姆洛克238胶粘剂。
步骤四：如图2所示，将涂好胶粘剂的绝热层预制件贴入发动机燃烧室壳体3内壁；
步骤五：装配气囊4及气囊加压工装5，放入硫化罐中加压热硫化，硫化温度160℃,硫化时间120min，硫化压力0.8MPa；
步骤六：待保压硫化及降温时间结束，取出壳体，拆除工装。
实施例3
按下述步骤制备大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层：
步骤一：如图1所示，采用缠绕成型工艺制备三元乙丙橡胶复合材料的绝热层预制件，设定缠绕成型的模芯1工作面长度(绝热层预制体长度)为1000mm，缠绕成型的模芯1外径为113.4mm(由下式计算的，α取0.95，对应绝热层预制件外径为壳体内径的95％)：
Figure BDA0001888088000000061
其中，DMX为模芯外径，DKT为壳体内径,d为绝热层厚度，K为不同成型工艺不同橡胶复合材料的收缩率(缠绕成型工艺中三元乙丙橡胶复合材料的收缩率K＝3％)，α对应绝热层预制件外径与燃烧室壳体内径的比值，为间隙调控参数。
步骤二：设定硫化工艺温度为140℃，调控硫化时间为240min(该条件下硫化后的绝热层预制件的交联密度为胶料完全硫化程度下交联密度的70％)，得到具有合适尺寸的未完全硫化的绝热层预制件。通过车削及精磨工序保证绝热层预制件2厚度在2.00±0.05mm。
步骤三：将绝热层预制件2从模芯上取下，对绝热层预制件2外表面喷砂、清理干净，并均匀涂刷开姆洛克238胶粘剂。
步骤四：如图2所示，将涂好胶粘剂的绝热层预制件贴入发动机燃烧室壳体3内壁；
步骤五：装配气囊4及气囊加压工装5，放入硫化罐中加压热硫化，硫化温度160℃,硫化时间120min，硫化压力0.8MPa；
步骤六：待保压硫化及降温时间结束，取出壳体，拆除工装。
实施例4
按下述步骤制备大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层：
步骤一：如图1所示，采用缠绕成型工艺制备三元乙丙橡胶复合材料的绝热层预制件，设定缠绕成型的模芯1工作面长度(绝热层预制体长度)为1000mm，缠绕成型的模芯1外径为109.7mm(由下式计算的，α取0.92，对应绝热层预制件外径为壳体内径的92％)：
Figure BDA0001888088000000071
其中，DMX为模芯外径，DKT为壳体内径,d为绝热层厚度，K为不同成型工艺不同橡胶复合材料的收缩率(缠绕成型工艺中三元乙丙橡胶复合材料的收缩率K＝3％)，α对应绝热层预制件外径与燃烧室壳体内径的比值，为间隙调控参数。
步骤二：设定硫化工艺温度为140℃，调控硫化时间为300min(该条件下硫化后的绝热层预制件的交联密度为胶料完全硫化程度下交联密度的80％)，得到具有合适尺寸的未完全硫化的绝热层预制件2。通过车削及精磨工序保证绝热层预制件2厚度在2.00±0.05mm。
步骤三：将绝热层预制件2从模芯上取下，对绝热层预制件外表面喷砂、清理干净，并均匀涂刷开姆洛克238胶粘剂。
步骤四：如图2所示，将涂好胶粘剂的绝热层预制件贴入发动机燃烧室壳体3内壁；
步骤五：装配气囊4及气囊加压工装5，放入硫化罐中加压热硫化，硫化温度160℃,硫化时间120min，硫化压力0.8MPa；
步骤六：待保压硫化及降温时间结束，取出壳体，拆除工装。
实施例5
按下述步骤制备大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层：
步骤一：如图1所示，采用缠绕成型工艺制备三元乙丙橡胶复合材料的绝热层预制件，设定缠绕成型的模芯1工作面长度(绝热层预制体长度)为1000mm，缠绕成型的模芯1外径为109.7mm(由下式计算的，α取0.92，对应绝热层预制件外径为壳体内径的92％)：
Figure BDA0001888088000000081
其中，DMX为模芯外径，DKT为壳体内径,d为绝热层厚度，K为不同成型工艺不同橡胶复合材料的收缩率(缠绕成型三元乙丙橡胶复合材料的收缩率K＝3％)，α对应绝热层预制件外径与燃烧室壳体内径的比值，为间隙调控参数。
步骤二：设定硫化工艺温度为140℃，调控硫化时间为240min(对应绝热层预制件的交联密度为胶料完全硫化程度下交联密度的70％)，得到具有合适尺寸的未完全硫化的绝热层预制件。通过车削及精磨工序保证绝热层预制件厚度在2.00±0.05mm。
步骤三：将绝热层预制件从模芯上取下，对绝热层预制件外表面喷砂、清理干净，并均匀涂刷开姆洛克238胶粘剂。
步骤四：如图2所示，将涂好胶粘剂的绝热层预制件贴入发动机燃烧室壳体内壁；
步骤五：装配气囊4及气囊加压工装5，放入硫化罐中加压热硫化，硫化温度140℃,硫化时间180min，硫化压力0.8MPa；
步骤六：待保压硫化及降温时间结束，取出壳体，拆除工装。
实施例6
按下述步骤制备大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层：
步骤一：如图1所示，采用缠绕成型工艺制备三元乙丙橡胶复合材料的绝热层预制件，设定缠绕成型的模芯1工作面长度(绝热层预制体长度)为1000mm，缠绕成型的模芯1外径为109.7mm(由下式计算的，α取0.92，对应绝热层预制件外径为壳体内径的92％)：
Figure BDA0001888088000000082
其中，DMX为模芯外径，DKT为壳体内径,d为绝热层厚度，K为不同成型工艺不同橡胶复合材料的收缩率(缠绕成型三元乙丙橡胶复合材料的收缩率K＝3％)，α对应绝热层预制件外径与燃烧室壳体内径的比值，为间隙调控参数。
步骤二：设定硫化工艺温度为140℃，调控硫化时间为240min(该条件下硫化后的绝热层预制件的交联密度为胶料完全硫化程度下交联密度的70％)，得到具有合适尺寸的未完全硫化的绝热层预制件。通过车削及精磨工序保证绝热层预制件2厚度在2.00±0.05mm。
步骤三：将绝热层预制件2从模芯上取下，对绝热层预制件外表面喷砂、清理干净，并均匀涂刷开姆洛克238胶粘剂。
步骤四：如图2所示，将涂好胶粘剂的绝热层预制件贴入发动机燃烧室壳体3内壁；
步骤五：装配气囊4及气囊加压工装5，放入硫化罐中加压热硫化，硫化温度140℃,硫化时间180min，硫化压力1.2MPa；
步骤六：待保压硫化及降温时间结束，取出壳体，拆除工装。
实施例7
按下述步骤制备大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层：
步骤一：如图3所示，采用HALF模6进行模压成型工艺，制备丁腈橡胶复合材料的绝热层预制件，设定模压成型的模芯7工作面长度(绝热层预制体长度)为1000mm，模压成型缠绕成型的模芯7外径为108.1mm(由下式计算的，α取0.92，对应绝热层预制件外径为壳体内径的92％)：
Figure BDA0001888088000000091
其中，DMX为模芯外径，DKT为壳体内径,d为绝热层厚度，K为不同成型工艺不同橡胶复合材料的收缩率(模压成型工艺中丁腈橡胶复合材料的收缩率K＝1.5％)，α对应绝热层预制件外径与燃烧室壳体内径的比值，为间隙调控参数。
步骤二：设定硫化工艺温度为140℃，调控硫化时间为240min(该条件下硫化后的绝热层预制件的交联密度为胶料完全硫化程度下交联密度的70％)，得到具有合适尺寸的未完全硫化的绝热层预制件。
步骤三：将绝热层预制件2从模芯上取下，对绝热层预制件外表面喷砂、清理干净，并均匀涂刷开姆洛克238胶粘剂。
步骤四：如图2所示，将涂好胶粘剂的绝热层预制件贴入发动机燃烧室壳体3内壁；
步骤五：装配气囊及加压成型工装，放入硫化罐中加压热硫化，硫化温度160℃,硫化时间120min，硫化压力0.8MPa；
步骤六：待保压硫化及降温时间结束，取出壳体，拆除工装。
本发明各实施例制作的具有绝热层的发动机燃烧室壳体实物产品，内绝热层外观质量合格，与燃烧室壳体内壁无脱粘现象，绝热层厚度控制良好，满足设计要求。检测结果如表1所示。
表1各实施例提供的绝热层的尺寸、外观及界面检验结果
Figure BDA0001888088000000101
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (4)

1.一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法，其特征在于，包括：
根据发动机燃烧室壳体设计结构，制备未完全硫化的绝热层预制件，所述未完全硫化的绝热层预制件外径小于所述发动机燃烧室壳体内径；
所述制备未完全硫化的绝热层预制件，包括：
通过缠绕成型或模压成型工艺制备绝热层预制件；
对所述绝热层预制件进行不完全硫化，得到未完全硫化的绝热层预制件；
所述未完全硫化的绝热层预制件外径为所述发动机燃烧室壳体内径的92-96％；
所述未完全硫化的绝热层预制件的交联密度为完全硫化时的交联密度的70-85％；
通过热硫化型胶黏剂将所述未完全硫化的绝热层预制件粘贴在所述发动机燃烧室壳体内壁；所述的热硫化型胶黏剂的硫化温度为140-170℃；
所述通过热硫化型胶黏剂将所述未完全硫化的绝热层预制件粘贴在所述发动机燃烧室壳体内壁，包括：
对所述未完全硫化的绝热层预制件表面进行喷砂处理、清理干净后涂覆热硫化型胶黏剂；
将涂覆好所述胶黏剂的未完全硫化的绝热层预制件贴入所述发动机燃烧室壳体内壁；
热压硫化，得到具有绝热层的发动机燃烧室壳体；
所述绝热层预制件材质为三元乙丙橡胶、丁腈橡胶或硅橡胶。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法，其特征在于，根据下式确定绝热层预制件成型模芯的外径：
Figure FDA0002720268270000011
其中，DMX为模芯外径，DKT为发动机燃烧室壳体内径，d为绝热层厚度，K为绝热层材料在对应成型工艺中的收缩率，α为所述未完全硫化的绝热层预制件外径与所述发动机燃烧室壳体内径的比值。
3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法，其特征在于，在140～160℃下硫化120～350min，对所述绝热层预制件进行不完全硫化。
4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法，其特征在于，在140～170℃、0.8～1.2MPa条件下热压硫化60～180min，得到具有绝热层的发动机燃烧室壳体。
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