CN111036875A - 一种固体火箭发动机堵盖及其制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于冲压发动机领域，公开了一种堵盖，由碳化硅陶瓷骨架和铝合金经压力铸造复合得到，所述堵盖的正面设置有经切割得到的六边形预制块。所述堵盖的制备方法包括以下步骤：(1)将碳化硅与融化的石蜡或聚乙烯醇以3：(1‑2.5)的质量比进行混合，注入模具中进行压制，烧制，制得碳化硅陶瓷骨架；(2)将融化的铝合金与碳化硅陶瓷骨架通过压铸进行复合，对正面进行切割形成六边形预制块，制得堵盖。所述堵盖的冗余质量小，喷出稳定性高，且喷出时不损伤发动机的内壁。

Description

一种固体火箭发动机堵盖及其制备方法
技术领域
本发明属于发动机领域，特别涉及一种固体火箭发动机堵盖及其制备方法。
背景技术
固体火箭冲压发动机是由冲压技术和火箭技术有机结合的一种二级组合型发动机，其中进气道堵盖起着助推级到冲压级工作的关键衔接作用。
作为固体火箭冲压发动机的核心部件，进气道堵盖需要满足以下要求①堵盖需要迅速和可靠的打开，转级时间500ms。(助推器工作结束后，作用在火箭上的阻力使飞行速度每秒下降约0.1马赫数，只有尽快完成转级过程，才能使主发动机及时接力工作)；②在助推发动机工作期间，堵盖应能承受冲压补燃室内的高压燃气，而且需要有效的密封进气道与补燃室之间的界面；暴露在冲压补燃室内的堵盖应使用各类耐火材料以确保其工作温度的稳定；③堵盖在打开时，抛出物需要尽可能小，避免抛出过程中的抛出物损害补燃室和喷管的内部结构。④堵盖在使用温度的范围内，不松脱错位和丧失使用功能，能承受运输、挂飞、导弹自主飞行中的震动、冲击等外载条件。
固体火箭发动机进气道出口堵盖主要分为可抛式和不可抛式两种，其中不可抛式的主要缺点是结构复杂，造成冗余质量过大，同时降低了结构的稳定性。综合成本、稳定性和结构简易性等需求考量，可抛式堵盖仍是固体火箭发动机堵盖应用的主要方向。
但是，目前的可抛式堵盖(如整块式堵盖，拼合式堵盖，易碎式堵盖和含能式堵盖)的缺点是发动机转级时喷出的堵盖有可能损坏冲压补燃室和冲压喷管的内部结构，同时也存在堵盖吹不掉的可能，或存在冗余质量较大的问题，限制了可抛式堵盖的应用。
因此，希望提供一种可稳定喷出，冗余质量小，且不损伤发动机的堵盖。
发明内容
本发明旨在至少解决上述现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提出一种固体火箭发动机堵盖，所述堵盖的冗余质量小，喷出稳定性高，且喷出时不损伤发动机的内壁。
一种堵盖，由碳化硅陶瓷骨架和铝合金经压力铸造复合得到，所述堵盖的正面设置有经切割得到的六边形预制块。
所述堵盖的背面为未加工的光滑表面。
优选的，按质量百分数计，所述铝合金由以下组分组成：
Si：6.5-7.5％
Mg：0.25-0.45％
Ti：0.08-0.2％
Al：余量。
更优选的，按质量百分数计，所述铝合金由以下组分组成：
Si：6.5-7.2％
Mg：0.35-0.4％
Ti：0.12-0.2％
Al：余量。
优选的，所述切割得到的刻痕深度为2-4mm。由于所述堵盖的强度较好，因此厚度可为7-9mm，在堵盖瞬时打开时，在刻痕处发生断裂，产生六边形预制块小碎片。
优选的，所述六边形预制块的数量为20-30块。
优选的，所述六边形预制块的边长为8-12mm。
一种堵盖的制备方法，包括以下步骤：
(1)将碳化硅与融化的石蜡或聚乙烯醇以3：(1-2.5)的质量比进行混合，注入模具中进行压制，烧制，制得碳化硅陶瓷骨架；
(2)将融化的铝合金与碳化硅陶瓷骨架通过压铸进行复合，对正面进行切割形成六边形预制块，制得堵盖。
优选的，步骤(1)中所述碳化硅的粒径为5-150μm。
优选的，步骤(1)中所述压制的压强为8-20MPa，所述压制的时间为10-15min。
优选的，步骤(1)中所述烧制的温度为1000-1200℃，升温速率为8-14℃/h，保温时间为1-2天，降温速率为0.5-1℃/min。
优选的，步骤(2)中将铝合金进行融化的温度为650-700℃。
优选的，步骤(2)中所述压铸的方法为热压铸或真空压铸。
更优选的，所述热压铸的压强为30-50MPa，保压时间为2-4min。
更优选的，所述真空压铸的真空度为10-100MPa，压铸压强为10-60MPa。
优选的，对步骤(2)制得的堵盖进行表面处理。
更优选的，所述表面处理的方法包括喷涂聚四氟乙烯或表面阳极氧化。通过喷涂聚四氟乙烯可使堵盖表面具备良好的抗酸碱、抗氧化和抗有机溶剂性能。通过对堵盖表面进行阳极氧化，使铝合金表面形成一层氧化膜，可提高耐腐蚀性、增强耐磨性和硬度。
一种固体火箭发动机，含有上述堵盖。
相对于现有技术，本发明的有益效果如下：
(1)本发明所述堵盖的整体强度高，因此可以有效减小堵盖厚度(减小至7-9mm)并减小结构复杂程度，以降低冗余质量，提高固体火箭发动机的工作效率；
(2)本发明所述堵盖材料的延伸率低(可低至0.18％)，在爆破时发生脆性断裂，因此打开时间短，可以有效缩短转级过程中失去动力的减速阶段时间；
(3)本发明所述堵盖表面设置的六边形预制块刻痕可以使堵盖破碎为钝角小碎片，从而避免对发动机内壁产生划伤。
附图说明
图1为实施例1中所制得堵盖的示意图。
具体实施方式
为了让本领域技术人员更加清楚明白本发明所述技术方案，现列举以下实施例进行说明。需要指出的是，以下实施例对本发明要求的保护范围不构成限制作用。
实施例1
如图1所示，一种固体火箭发动机堵盖，尺寸为204.66mm×80mm×8mm，其中长边有6mm用于接口安装，短边有3mm用于接口安装。上述固体火箭发动机堵盖的正面设置有23个正六边形预制块，正六边形预制块的边长为10mm。
上述固体火箭发动机堵盖的制备方法包括以下步骤：
(1)将粒径为50μm的碳化硅颗粒与融化的石蜡以质量比3:1进行混合，注入40Cr钢制模具(模具空腔即为堵盖形状)中，使用四柱液压机以10MPa的压强进行压制，压制12分钟，制得堵盖陶瓷生坯；使用升降式电炉，将堵盖陶瓷生坯加温至1200℃，升温速率为8℃/h，保温时间为2天，降温速率为0.5℃/min，烧制成型碳化硅陶瓷骨架；
(2)使用数控铣床配合PCD(聚晶金刚石)刀具对烧结完成的碳化硅陶瓷骨架进行精修，转速4000转/分钟，进刀深度0.02mm，给进速率400mm/min；
(3)使用热室压力铸造机(力劲CLASSIC-3DC88铝合金热室压力铸造机)对铝合金和制得的碳化硅陶瓷骨架进行复合，融铝温度为650℃，压铸的压强为35MPa，保压时间为2min。
(4)使用中走丝线切割机切割堵盖外型轮廓，切割速率为2600平方毫米/小时；使用卧轴距台平面磨床平磨两端面，磨削深度为0.02mm；使用数控铣床配备PCD磨头加工正六边形刻痕(刻痕深度2mm)，转速5000转/分钟，进刀深度0.06mm，给进速率300mm/min；在堵盖表面喷涂厚度为0.2mm的聚四氟乙烯；得到固体火箭发动机堵盖。
其中40Cr钢制模具设有定向冷却系统，减少气泡和补缩不良造成的缺陷。
按质量百分数计，其中铝合金的组分为：Si 7％，Mg 0.4％，Ti 0.2％，Al 92.4％。
实施例2
一种固体火箭发动机堵盖，尺寸为204.66mm×80mm×8mm，其中长边有6mm用于接口安装，短边有3mm用于接口安装。上述固体火箭发动机堵盖的正面设置有20个六边形预制块，六边形预制块的边长为11mm。
上述固体火箭发动机堵盖的制备方法包括以下步骤：
(1)将粒径为20μm的碳化硅颗粒与融化的聚乙烯醇以质量比2:1进行混合，注入40Cr钢制模具(模具空腔即为堵盖形状)中，使用四柱液压机以12MPa的压强进行压制，压制10分钟，制得堵盖陶瓷生坯；使用升降式电炉，将堵盖陶瓷生坯加温至1100℃，升温速率为10℃/h，保温时间为2天，降温速率为0.6℃/min，烧制成型碳化硅陶瓷骨架；
(2)使用数控铣床配合PCD(聚晶金刚石)刀具对烧结完成的碳化硅陶瓷骨架进行精修，转速5000转/分钟，进刀深度0.04mm，给进速率300mm/min；
(3)使用真空压力铸造机(宝鸡稀有金属装备设计研制所FZS0)对铝合金和制得的碳化硅陶瓷骨架进行复合，融铝温度为680℃，真空度为40MPa，压铸的压强为60MPa。
(4)使用中走丝线切割机切割堵盖外型轮廓，切割速率为2800平方毫米/小时；使用卧轴距台平面磨床平磨两端面，磨削深度为0.03mm；使用数控铣床配备PCD磨头加工正六边形刻痕(刻痕深度2mm)，转速6000转/分钟，进刀深度0.06mm，给进速率350mm/min；在堵盖表面喷涂厚度为0.3mm的聚四氟乙烯，得到固体火箭发动机堵盖。
其中40Cr钢制模具设有定向冷却系统，减少气泡和补缩不良造成的缺陷。
按质量百分数计，其中铝合金的组分为：Si 6.5％，Mg 0.4％，Ti 0.2％，Al92.9％。
实施例3
一种固体火箭发动机堵盖，尺寸为204.66mm×80mm×8mm，其中长边有6mm用于接口安装，短边有3mm用于接口安装。上述固体火箭发动机堵盖的正面设置有30个正六边形预制块，正六边形预制块的边长为8mm。
上述固体火箭发动机堵盖的制备方法包括以下步骤：
(1)将粒径为100μm的碳化硅颗粒与融化的石蜡以质量比3:2进行混合，注入40Cr钢制模具(模具空腔即为堵盖形状)中，使用四柱液压机以20MPa的压强进行压制，压制10分钟，制得堵盖陶瓷生坯；使用升降式电炉，将堵盖陶瓷生坯加温至1200℃，升温速率为12℃/h，保温时间为1.5天，降温速率为0.8℃/min，烧制成型碳化硅陶瓷骨架；
(2)使用数控铣床配合PCD(聚晶金刚石)刀具对烧结完成的碳化硅陶瓷骨架进行精修，转速6000转/分钟，进刀深度0.03mm，给进速率600mm/min；
(3)使用热室压力铸造机对铝合金和制得的碳化硅陶瓷骨架进行复合，融铝温度为700℃，压铸的压强为40MPa，保压时间为4min；
(4)使用中走丝线切割机切割堵盖外型轮廓，切割速率为3000平方毫米/小时；使用卧轴距台平面磨床平磨两端面，磨削深度为0.02mm；使用数控铣床配备PCD磨头加工正六边形刻痕(刻痕深度2mm)，转速4000转/分钟，进刀深度0.06mm，给进速率500mm/min；在堵盖表面通过阳极氧化形成厚度为0.03mm的氧化膜；得到固体火箭发动机堵盖。
其中40Cr钢制模具设有定向冷却系统，减少气泡和补缩不良造成的缺陷。
按质量百分数计，其中铝合金的组分为：Si 7.5％，Mg 0.3％，Ti 0.1％，Al92.1％。
产品效果测试
对实施例1-3中制得的固体火箭发动机堵盖进行材料性能的测试，测试结果如表1所示：
表1
Figure BDA0002344695060000051
Figure BDA0002344695060000061
通过表1可知，实施例1-3所制得堵盖的材料各项性能优良，具有较小的密度(小于3g/cm3)和良好的机械强度，因此将堵盖设计得更薄，在保证结构强度的同时减少了冗余质量；还具有较小的断裂延伸率，堵盖在喷出时为脆性断裂，打开延时小，以保证堵盖的稳定喷出，有效降低转级间隙产生的速度损耗。
将实施例1-3所制得的堵盖与现有的可抛式堵盖进行比较，比较的结果如表2所示：
表2
Figure BDA0002344695060000062
通过表2可知，与现有的可抛式堵盖类型相比，本发明实施例1-3所制得的堵盖在打开稳定性、损伤/堵塞概率和冗余质量的综合性能最为突出，性能良好。本发明通过在堵盖正面设置刻痕，使堵盖喷出时碎裂成六边形预制块小碎片。小碎片的尺寸较小，且边缘为钝角，因此降低了发动机损伤/堵塞的概率。

Claims (10)

1.一种堵盖，其特征在于，由碳化硅陶瓷骨架和铝合金经压力铸造复合得到，所述堵盖的正面设置有经切割得到的六边形预制块。
2.根据权利要求1所述的堵盖，其特征在于，按质量百分数计，所述铝合金由以下组分组成：
Si：6.5-7.5％
Mg：0.25-0.45％
Ti：0.08-0.2％
Al：余量。
3.根据权利要求1所述的堵盖，其特征在于，所述切割得到的刻痕深度为2-4mm。
4.根据权利要求1所述的堵盖，其特征在于，所述六边形预制块的边长为8-12mm。
5.一种权利要求1至4任一项所述的堵盖的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)将碳化硅与融化的石蜡或聚乙烯醇以3：(1-2.5)的质量比进行混合，注入模具中进行压制，烧制，制得碳化硅陶瓷骨架；
(2)将融化的铝合金与碳化硅陶瓷骨架通过压铸进行复合，对正面进行切割形成六边形预制块，制得堵盖。
6.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，步骤(1)中所述碳化硅的粒径为5-150μm。
7.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，步骤(1)中所述压制的压强为8-20MPa，所述压制的时间为10-15min。
8.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，步骤(1)中所述烧制的温度为1000-1200℃，升温速率为8-14℃/h，保温时间为1-2天，降温速率为0.5-1℃/min。
9.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，步骤(2)中所述压铸的方法为热压铸或真空压铸。
10.一种固体火箭发动机，其特征在于，所述固体火箭发动机含有权利要求1至4中任一项所述的堵盖。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112814807A (zh) * 2020-12-24 2021-05-18 西北工业大学 一种相变型含石蜡燃料冲压发动机
CN112832931A (zh) * 2020-12-22 2021-05-25 湖北航天飞行器研究所 一种固体火箭发动机喷管堵盖及成型方法

Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04140461A (ja) * 1990-10-01 1992-05-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd インテグラル・ロケット・ラムジェットエンジン用ポートカバー
US5784877A (en) * 1996-11-08 1998-07-28 Atlantic Research Corporation Rocket-ramjet engine casing port closure
US6389801B1 (en) * 1998-12-17 2002-05-21 Daimlerchrysler Ag Jet propulsion power unit with non-metal components
WO2008143033A1 (ja) * 2007-05-14 2008-11-27 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. ２パルスロケットモータ
CN102093056A (zh) * 2010-12-08 2011-06-15 湖南浩威特科技发展有限公司 网络互穿结构铝碳化硅复合材料及其构件的制备方法
CN102168631A (zh) * 2011-04-14 2011-08-31 北京航空航天大学 一种铝膜隔板装置及应用铝膜隔板装置的脉冲固体发动机
CN102191398A (zh) * 2011-04-22 2011-09-21 湖南航天诚远精密机械有限公司 一种制备高体积分数铝基碳化硅颗粒增强复合材料方法
CN106342123B (zh) * 2008-03-04 2012-07-25 中国空空导弹研究院 一种固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖
CN102628137A (zh) * 2012-04-24 2012-08-08 南昌航空大学 一种制备碳化硅颗粒增强铝基复合材料的方法
CN103240400A (zh) * 2013-04-26 2013-08-14 华南理工大学 一种中高体分碳化硅铝基复合材料的制备方法及其装置
CN104496480A (zh) * 2014-12-08 2015-04-08 中国建筑材料科学研究总院 碳化硅陶瓷预制体、铝基碳化硅陶瓷材料及其制备方法
CN105003354A (zh) * 2015-06-08 2015-10-28 湖北三江航天江北机械工程有限公司 双脉冲发动机用软质隔板的制备方法
CN107529585A (zh) * 2017-03-30 2018-01-02 内蒙动力机械研究所 一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板
CN206830330U (zh) * 2017-03-30 2018-01-02 内蒙动力机械研究所 一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板

Patent Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04140461A (ja) * 1990-10-01 1992-05-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd インテグラル・ロケット・ラムジェットエンジン用ポートカバー
US5784877A (en) * 1996-11-08 1998-07-28 Atlantic Research Corporation Rocket-ramjet engine casing port closure
US6389801B1 (en) * 1998-12-17 2002-05-21 Daimlerchrysler Ag Jet propulsion power unit with non-metal components
WO2008143033A1 (ja) * 2007-05-14 2008-11-27 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. ２パルスロケットモータ
CN106342123B (zh) * 2008-03-04 2012-07-25 中国空空导弹研究院 一种固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖
CN102093056A (zh) * 2010-12-08 2011-06-15 湖南浩威特科技发展有限公司 网络互穿结构铝碳化硅复合材料及其构件的制备方法
CN102168631A (zh) * 2011-04-14 2011-08-31 北京航空航天大学 一种铝膜隔板装置及应用铝膜隔板装置的脉冲固体发动机
CN102191398A (zh) * 2011-04-22 2011-09-21 湖南航天诚远精密机械有限公司 一种制备高体积分数铝基碳化硅颗粒增强复合材料方法
CN102628137A (zh) * 2012-04-24 2012-08-08 南昌航空大学 一种制备碳化硅颗粒增强铝基复合材料的方法
CN103240400A (zh) * 2013-04-26 2013-08-14 华南理工大学 一种中高体分碳化硅铝基复合材料的制备方法及其装置
CN104496480A (zh) * 2014-12-08 2015-04-08 中国建筑材料科学研究总院 碳化硅陶瓷预制体、铝基碳化硅陶瓷材料及其制备方法
CN105003354A (zh) * 2015-06-08 2015-10-28 湖北三江航天江北机械工程有限公司 双脉冲发动机用软质隔板的制备方法
CN107529585A (zh) * 2017-03-30 2018-01-02 内蒙动力机械研究所 一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板
CN206830330U (zh) * 2017-03-30 2018-01-02 内蒙动力机械研究所 一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
周磊等: "整体式固体火箭冲压发动机尾喷管堵盖研究 ", 《弹箭与制导学报》 *
张全等: "一种先进的固体火箭冲压发动机堵盖设计 ", 《现代防御技术》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112832931A (zh) * 2020-12-22 2021-05-25 湖北航天飞行器研究所 一种固体火箭发动机喷管堵盖及成型方法
CN112832931B (zh) * 2020-12-22 2022-08-16 湖北航天飞行器研究所 一种固体火箭发动机喷管堵盖及成型方法
CN112814807A (zh) * 2020-12-24 2021-05-18 西北工业大学 一种相变型含石蜡燃料冲压发动机

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