CN109958549A - 一种回收固体火箭发动机壳体的简易方法 - Google Patents
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Abstract
提供了一种回收固体火箭发动机壳体的简易方法，包括以下步骤：(1)将待回收的固体火箭发动机浸泡于复合降感剂液体中，或者将复合降感剂液体灌装于固体火箭发动机壳体中；(2)静止放置，使固体推进剂装药溶胀变形，直至绝热层和包覆层与发动机壳体界面脱粘；(3)将浸泡的固体火箭发动机从复合降感剂液体取出，或者从固体火箭发动机壳体中倒出复合降感剂液体，然后用机械或人工方式将已经降感变软的固体推进剂装药切割出来，并将已经脱粘的绝热层、包覆层剥离下来；(4)反复进行上述步骤(1)～(3)，直至推进剂装药、包覆层、绝热层完全清除，固体火箭发动机壳体内壁干净。本发明具有安全、简便、适应性广和设备投资小的优点。
Description
技术领域
本发明总体地属于固体火箭发动机的销毁和回收再利用技术领域，具体地涉及一种回收固体火箭发动机壳体的方法。
背景技术
固体火箭发动机中的装药推进剂在贮存过程中性能会逐渐下降，在超过一定的服役期限后，其性能会下降到无法满足使用要求；同时，在固体火箭发动机装药厂研制生产过程中，不可避免地会产生一些不合格品。这些报废或服役期满后的固体火箭发动机不仅占用有限的库存资源，而且存在极大的安全风险，需要对发动机进行销毁再利用。将装药推进剂、包覆层、绝热层从壳体中分离出来是进行发动机销毁再利用的关键工序，由于推进剂具有很高的燃烧和爆炸危险性，如何将其与发动机壳体安全分离是该技术领域的一大难题。
国内外目前采用的方法是利用高压液氮或高压水射流切割法，该方法仍存在较大的危险性，国内外都曾多次发生过发动机装药在进行水切割过程中意外点火造成人员伤亡的事故。虽然随着远程控制和隔离操作技术的采用，对操作人员的伤害可以降低，但设备投资大，安全风险仍居高不下，同时采用高压水射流切割后的装药推进剂由于含有大量的水分，难以进行回收再利用。CN 201410349562.7(一种小型复合固体火箭发动机药柱原位提取AP装置)、CN 201410349644.1(一种小型复合固体火箭发动机壳体与药柱的安全分离装置)需要带压操作，对设备要求高、操作复杂，一种小型复合固体火箭发动机壳体与药柱的安全分离装置限制了其广泛推广应用。需要探索研究出一种工艺安全、操作简单、适用性广的简易方法。
发明内容
本发明的目的是，克服现有技术中固体火箭发动机壳体回收工艺复杂、成本高的不足，提供一种回收固体火箭发动机壳体的简易方法，该方法工艺安全、操作简单、适用性广，能方便实现固体火箭发动机装药与发动机壳体的分离。
本发明的技术方案是，一种回收固体火箭发动机壳体的简易方法，包括以下步骤：
(1)将待回收的固体火箭发动机浸泡于复合降感剂液体中，或者将复合降感剂液体灌装于固体火箭发动机壳体中；
(2)静止放置，使固体推进剂装药溶胀变形，直至绝热层和包覆层与发动机壳体界面脱粘；
(3)将浸泡的固体火箭发动机从复合降感剂液体取出，或者从固体火箭发动机壳体中倒出复合降感剂液体，然后用机械或人工方式将已经降感变软的固体推进剂装药切割出来，并将已经脱粘的绝热层、包覆层剥离下来；
(4)反复进行上述步骤(1)～(3)，直至推进剂装药、包覆层、绝热层完全清除，固体火箭发动机壳体内壁干净。
进一步的，上述步骤(2)中的复合降感剂为四氢呋喃、甲苯、丙酮、乙酸乙酯、乙腈、二甲亚砜、N，N-二甲基甲酰胺、N，N-二甲基乙酰胺、二氯甲烷中的一种或两种以上的混合物。
更进一步的，上述步骤(1)中，当存在以下三种情况之一时，将待回收的固体火箭发动机浸泡于复合降感剂液体中：a)待回收的固体火箭发动机的壳体由防锈金属材料制作且表面无涂层或者无镀层；b)固体火箭发动机壳体有开口导致无法密封；c)固体火箭发动机或者尺寸小(即直径不大于100mm或长度不大于1m)，或者数量较多。
更进一步的，上述步骤(1)中，当存在以下三种情况之一时，将复合降感剂液体灌装于固体火箭发动机壳体中：a)固体火箭发动机壳体外表面有涂层或者镀层；b)固体火箭发动机有粘接或复合材料缠绕的外挂件；c)固体火箭发动机尺寸较大(即直径大于100mm或长度大于1m)。
更进一步的，上述步骤(2)中静止放置的时间为24h以上。
还进一步的，上述步骤(2)中静止放置的时间为72h以上。
更进一步的，上述步骤(3)中，从中取出待回收固体火箭发动机的复合降感剂，或者从固体火箭发动机壳体中倒出的复合降感剂，重复用于推进剂的溶胀。
更进一步的，上述步骤(1)中，将复合降感剂液体灌装于固体火箭发动机壳体中的方法为：将固体火箭发动机壳体的一端口部堵住，向壳体中灌装复合降感剂液体直至灌满壳体，然后密封固体火箭发动机壳体的另一端口。
更进一步的，上述步骤(3)中，如果推进剂没有溶胀变形，则停止用机械或人工方式将已经降感变软的固体推进剂切割下来的操作。
固体火箭发动机装药销毁的一项关键内容就是更进一步的，上述步骤(4)中，固体火箭发动机壳体内壁干净后，用棉纱擦拭然后涂防锈油保护。
本发明与现有技术相比有益效果为：
将固化在固体火箭发动机中的复合固体推进剂从发动机壳体中分离出来。由于复合固体推进剂是一种含能材料，极易为外界刺激(如摩擦、撞击、静电、热等)引发燃烧或爆炸，所以安全是推进剂装药与发动机壳体分离首要考虑的问题。
本发明采用将固体火箭发动机浸泡于降感剂或者在固体火箭发动机壳体内灌装溶剂两种方式，适用于处理各种结构类型的固体火箭发动机，采用常压下为液态的复合降感剂在常压、室温下进行降感处理，使推进剂的本体强度和危险性大幅下降，可采用机械或人工方式以较小的力安全地对发动机装药进行切割粉碎；并且所用复合降感剂易于回收，可以重复使用、不会对回收出的推进剂造成“二次污染”，便于推进剂再利用，是一种工艺安全、操作简单、适用性广的分离固体火箭发动机装药与发动机壳体的方法，可用于报废或服役期满后的固体火箭发动机的装药销毁与壳体回收。
附图说明
从下面结合附图对本发明实施例的详细描述中，本发明的这些和/或其它方面和优点将变得更加清楚并更容易理解，其中：
图1为本发明实施例的固体火箭发动机的壳体回收方法的流程示意图；
图2为本发明实施例1中从固体火箭发动机壳体中挖出的变形失强的装药推进剂的照片；
图3为本发明实施例1中从固体火箭发动机壳体中剥离出来的绝热层的照片；
图4为本发明实施例2中发动机壳体中的绝热层自动脱离的照片；
图5为本发明实施例2中回收得到的发动机壳体照片；
图6为本发明实施例3中回收处理前的发动机照片；
图7为本发明实施例3中进行降感剂浸泡后推进剂失强、绝热层脱粘的照片；
图8为本发明实施例4中推进剂装药溶胀后与发动机壳体分离的照片；
图9为本发明实施例4中从发动机壳体中取出的装药推进剂的照片；
图10为本发明实施例5中推进剂/衬层/壳体粘接试件照片；
图11为本发明实施例5中用降感剂浸泡后的图10所示的推进剂/衬层/壳体粘接试件照片；
图12为本发明实施例5中推进剂/衬层/绝热层/壳体粘接试件照片；
图13为本发明实施例5中用降感剂浸泡后的图12所示的推进剂/衬层/绝热层/壳体粘接试件照片。
具体实施方式
为了使本领域技术人员更好地理解本发明，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。
实施例1
一种报废固体火箭发动机的壳体回收方法，该发动机装药推进剂采用丁羟四组元推进剂，为了保护壳体外表面涂料防护层和外挂件，采用了将降感剂灌装于发动机壳体内的方式：将发动机壳体一端用带接口堵盖密封后放置于支架上，灌满复合降感剂后用堵盖或塑料袋将壳体另一端密封，静止放置≥4d后从接口处放出复合降感剂进行挖药，重复上述步骤直至装药推进剂、包覆层、绝热层全部清理干净。从固体火箭发动机壳体中挖出的取出的变形失强的装药推进剂的照片如图2所示，从固体火箭发动机壳体中剥离出来的绝热层的照片如图3所示。丁羟四组元推进剂降感前后的机械感度见表1。
表1 丁羟四组元推进剂的机械感度
实施例2
一种报废固体火箭发动机的壳体回收方法，该固体火箭发动机装药推进剂采用丁羟三组元高燃速推进剂，发动机体积较小、结构简单，采用将固体火箭发动机浸泡于降感剂液体中的方式：将固体火箭发动机壳体放入复合降感剂溶剂桶中，静止放置≥24h天后从溶剂桶中取出进行挖药，绝热层与壳体自动分离，装药推进剂、包覆层、绝热层全部取出，壳体内壁干净。图4为从发动机壳体中绝热层自动脱离的照片；图5为本实施例回收得到的发动机壳体照片。
实施例3
一种报废固体火箭发动机的壳体回收方法，该固体火箭发动机装药推进剂采用不含硝胺炸药的NEPE高能推进剂，采用将固体火箭发动机浸泡于降感剂液体中的方式或者将降感剂灌装于发动机壳体内的方式均可。实施过程中采用了将固体火箭发动机浸泡于降感剂液体中的方式，将发动机壳体放入复合降感剂溶剂桶中，静止放置≥24h天后从溶剂桶中取出进行挖药，将脱粘的绝热层剥离下来、变形失强的推进剂取出。重复上述步骤直至装药推进剂、包覆层、绝热层全部清理干净。图6为回收处理前的发动机照片，图7为进行降感剂浸泡后推进剂失强、绝热层脱粘的照片。
实施例4
一种报废固体火箭发动机的壳体回收方法，该固体火箭发动机装药推进剂采用低铝含量的NEPE高能推进剂，为了保护壳体外挂件，采用将降感剂灌装于发动机壳体内的方式：将发动机壳体一端用带接口堵盖密封后放置于支架上，灌满复合降感剂后用塑料堵盖将壳体另一端密封，静止放置≥3d后从接口处放出复合降感剂进行挖药，重复上述步骤直至装药推进剂、包覆层、绝热层全部清理干净。图8为推进剂装药溶胀后与发动机壳体分离的照片，图9为从发动机壳体中取出的装药推进剂的照片。高能推进剂降感前后的机械感度见表2。
表2 高能推进剂的机械感度
实施例5
固体火箭发动机装药过程中，为了表征绝热层/壳体的剪切强度、扯离强度；衬层/壳体的剪切强度、扯离强度；衬层/绝热层/壳体的剪切强度、扯离强度；推进剂/衬层/壳体的剪切强度、扯离强度；推进剂/衬层/绝热层/壳体的剪切强度、扯离强度等，制作了多种类型的粘接试件。这些粘接试件测试完毕后，由于界面间粘接仍然相当牢固，将绝热层、衬层、推进剂从金属基材上清理下来相当困难；同时由于推进剂具有很高的燃烧和爆炸的危险性，清理过程中存在极大的安全风险。
本实施例将本发明方法用于这些粘结试件金属基材的回收，处理时将粘结试件浸泡入复合降感剂溶剂中，将脱粘的包覆层、绝热层剥离即可回收得到金属基材。图10为推进剂/衬层/壳体粘接试件；图11为用降感剂浸泡后的图10所示的推进剂/衬层/壳体粘接试件；图12为推进剂/衬层/绝热层/壳体粘接试件；图13为用降感剂浸泡后的图12所示的推进剂/衬层/绝热层/壳体粘接试件。
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种回收固体火箭发动机壳体的简易方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)将待回收的固体火箭发动机浸泡于复合降感剂液体中，或者将复合降感剂液体灌装于固体火箭发动机壳体中；
(2)静止放置，使固体推进剂装药溶胀变形，直至绝热层和包覆层与发动机壳体界面脱粘；
(3)将浸泡的固体火箭发动机从复合降感剂液体取出，或者从固体火箭发动机壳体中倒出复合降感剂液体，然后用机械或人工方式将已经降感变软的固体推进剂装药切割出来，并将已经脱粘的绝热层、包覆层剥离下来；
(4)反复进行上述步骤(1)～(3)，直至推进剂装药、包覆层、绝热层完全清除，固体火箭发动机壳体内壁干净。
2.根据权利要求1所述的回收固体火箭发动机壳体的简易方法，其特征在于，所述步骤(2)中的复合降感剂为四氢呋喃、甲苯、丙酮、乙酸乙酯、乙腈、二甲亚砜、N，N-二甲基甲酰胺、N，N-二甲基乙酰胺、二氯甲烷中的一种或两种以上的混合物。
3.根据权利要求2所述的回收固体火箭发动机壳体的简易方法，其特征在于，所述步骤(1)中，当存在以下三种情况之一时，将待回收的固体火箭发动机浸泡于复合降感剂液体中：a)待回收的固体火箭发动机的壳体由防锈金属材料制作且表面无涂层或者无镀层；b)固体火箭发动机壳体有开口导致无法密封；c)固体火箭发动机或者尺寸限定为直径不大于100mm或长度不大于1m；或者数量较多。
4.根据权利要求2所述的回收固体火箭发动机壳体的简易方法，其特征在于，所述步骤(1)中，当存在以下三种情况之一时，将复合降感剂液体灌装于固体火箭发动机壳体中：a)固体火箭发动机壳体外表面有涂层或者镀层；b)固体火箭发动机有粘接或复合材料缠绕的外挂件；c)固体火箭发动机尺寸限定为直径大于100mm或长度大于1m。
5.根据权利要求2所述的回收固体火箭发动机壳体的简易方法，其特征在于，所述步骤(2)中静止放置的时间为24h以上。
6.根据权利要求1或5所述的回收固体火箭发动机壳体的简易方法，其特征在于，所述步骤(2)中静止放置的时间为72h以上。
7.根据权利要求2所述的回收固体火箭发动机壳体的简易方法，其特征在于，所述步骤(3)中，从中取出待回收固体火箭发动机的复合降感剂，或者从固体火箭发动机壳体中倒出的复合降感剂，重复用于推进剂的溶胀。
8.根据权利要求2所述的回收固体火箭发动机壳体的简易方法，其特征在于，所述步骤(1)中，将复合降感剂液体灌装于固体火箭发动机壳体中的方法为：将固体火箭发动机壳体的一端口部堵住，向壳体中灌装复合降感剂液体直至灌满壳体，然后密封固体火箭发动机壳体的另一端口。
9.根据权利要求2所述的回收固体火箭发动机壳体的简易方法，其特征在于，所述步骤(3)中，如果推进剂没有溶胀变形，则停止用机械或人工方式将已经降感变软的固体推进剂切割下来的操作。
10.根据权利要求2所述的回收固体火箭发动机壳体的简易方法，其特征在于，所述步骤(4)中，固体火箭发动机壳体内壁干净后，用棉纱擦拭然后涂防锈油保护。
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