CN112223856A - 一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构及其制备方法 - Google Patents

一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构及其制备方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构及其制备方法，绝热层结构包括贴合设置的烧蚀层、第一隔热层和低密度隔热层；烧蚀层以酚醛树脂为基体材料，以碳纤维为增强材料；第一隔热层以酚醛树脂为基体材料，以高硅氧玻璃为增强材料；低密度隔热层以添加轻质填料的酚醛树脂为基体材料，以玻璃纤维为增强材料。该绝热层结构，在烧蚀层、隔热层的基础上，设置低密度隔热层，利用低密度材料低导热率的特性，在不影响耐烧蚀性能的条件下，提高长尾喷管绝热层的隔热性能，平衡烧蚀、隔热，提高长尾喷管绝热层防热效率；同时也可提高长尾喷管产品的质量比，解决长尾喷管传统结构的低质量比、高导热率的问题。

Description

一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构及其制备方法
技术领域
本发明属于复合材料技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构及其制备方法。
背景技术
防热技术是固体火箭发动机的关键技术之一。烧蚀防热是固体火箭发动机喷管最常用的防热技术。固体火箭发动机喷管使用最多的热防护材料是树脂基烧蚀复合材料。国内发动机长尾喷管用烧蚀、隔热材料多选用碳布/酚醛、碳纤维/酚醛、高硅氧布/酚醛，玻璃布/酚醛，通过布带缠绕工艺、铺层工艺或模压工艺成型。随着固体火箭推进技术的发展，战术武器的更新换代，对发动机的研制有了新的要求。一方面为扩大攻击范围，要求发动机装药量大；另一方面受限于武器载具和共架发射，所研制长尾喷管绝热层燃气通道尺寸和绝热层厚度都有极其严格的要求。
目前，高性能长尾喷管多采用碳纤维编织/酚醛-高硅氧布/酚醛缠绕复合成型工艺。为提高碳纤维编织层烧蚀层抗冲刷能力，多采用提高纤维体积含量的方式来解决，但由于碳纤维导热性能好，提高纤维体积含量会导致烧蚀层隔热性能下降，因此，采用传统工艺制备热防护材料在抗长时间机械剥蚀性能、隔热性能，特别是在平衡烧蚀、防热基础上，提高防热效率方面存在一定差距，不能满足新型武器装备的需求。
发明内容
本发明解决的技术问题是提供一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构及其制备方法，在烧蚀层、隔热层的基础上，设置低密度隔热层，利用低密度材料低导热率的特性，在不影响耐烧蚀性能的条件下，提高长尾喷管绝热层的隔热性能，平衡烧蚀、隔热，提高长尾喷管绝热层防热效率；同时也可提高长尾喷管产品的质量比，解决长尾喷管传统结构的低质量比、高导热率的问题。
为了解决上述问题，本发明一方面提供一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，包括由内至外依次贴合设置的烧蚀层、第一隔热层和低密度隔热层；所述烧蚀层为以酚醛树脂为基体材料，以碳纤维为增强材料的复合材料层；所述第一隔热层为以酚醛树脂为基体材料，以高硅氧玻璃为增强材料的复合材料层；所述低密度隔热层为以添加轻质填料的酚醛树脂为基体材料，以玻璃纤维为增强材料的复合材料层。
优选地，所述烧蚀层中，酚醛树脂与碳纤维的质量比为（3-5）：10；
所述第一隔热层中，酚醛树脂与高硅氧玻璃的质量比为（2-3）：10；
所述低密度隔热层中，酚醛树脂与玻璃纤维的质量比为（3-4）：10。
优选地，所述低密度隔热层中，所述轻质填料为空心玻璃微珠、空心酚醛微珠、空心陶瓷微珠中的一种或几种的组合。
进一步优选地，所述低密度隔热层中，所述轻质填料与酚醛树脂的质量比为（2-8）：10。
优选地，所述低密度隔热层的密度为0.7-1.0 g/cm3；导热系数为0.05-0.3W/m·k。
优选地，所述烧蚀层的密度为1.46-1.48 g/cm3。
优选地，所述第一隔热层的密度为1.68-1.70 g/cm3。
优选地，还包括贴合设置于所述低密度隔热层外的第二隔热层；所述第二隔热层为以酚醛树脂为基体材料，以高硅氧玻璃为增强材料的复合材料层；所述第二隔热层中，酚醛树脂与高硅氧玻璃的质量比为（2-3）：10。
优选地，所述第二隔热层的密度为1.68-1.70 g/cm3。
本发明的另一方面提供一种制备上述的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，包括以下步骤：
S1. 利用碳纤维采用三维编织的方法制备得到碳纤维预制体，将所述碳纤维预制体在酚醛树脂中浸渍，然后烘干，得到烧蚀层预成型体；
S2. 制备第一隔热层预浸布，利用所述第一隔热层预浸布在所述烧蚀层预成型体外采用缠绕工艺制备形成第一隔热层预成型体；
S3. 制备低密度隔热层预浸布，利用所述低密度隔热层预浸布在所述第一隔热层预成型体外采用缠绕工艺制备形成低密度隔热层预成型体；
S4. 将步骤S3中的产品固化，得到所述固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构。
优选地，步骤S1中，烘干温度为80-100℃；烘干时间为2-4小时。
优选地，步骤S2中，缠绕工艺的张力为2-10 N/mm；缠绕线速度为10-30 m/min；热辊温度为80-110℃；推力为0.5-8kg。
优选地，步骤S3中，缠绕工艺的张力为2-10 N/mm；缠绕线速度为10-30 m/min；热辊温度为80-100℃；推力为0.5-8kg。
优选地，在步骤S4之前还包括：
步骤S4a. 在所述低密度隔热层预成型体的表面包覆吸胶毡，并用包装带固定，在快速接头处加吸胶毡和隔离膜，并套上胶套。
步骤S4中于高压釜中，采用抽真空、升温、加压的方法进行固化，固化制度为：
于不大于60℃的温度放入高压釜，以≤40℃/h的升温速率升温至55-65℃，真空系统绝对真空度≤110kPa；然后以≤30℃/h的升温速率升温至95-105℃，升温时间≥2h，真空系统绝对真空度≤50kPa；之后开始抽真空，绝对真空度≤25kPa，保温1-2h，压力系统为3MPa；然后以≤15℃/h的升温速率升温至145-155℃，升温时间≥4h，绝对真空度≤15kPa；145-155℃下保温4-6h，压力系统为3MPa，绝对真空度≤25kPa；最后自然降温，出釜温度不大于40℃。
优选地，在步骤S4之前还包括：
步骤S4a. 在低密度隔热层预成型体外面包覆吸胶毡，多孔膜，用真空袋将制品密封，密封前留一个出口，便于安装真空嘴，将密封袋密封。
步骤S4中于热压罐中，采用抽真空、升温、加压的方法进行固化，固化制度为：
以≤40℃/h的升温速率升温至55-65℃，真空系统绝对真空度≤110kPa；然后以≤30℃/h的升温速率升温至95-105℃，升温时间≥2h，真空系统绝对真空度≤50kPa；之后开始抽真空，绝对真空度≤25kPa，保温1-2h，压力系统为3MPa；然后以≤15℃/h的升温速率升温至145-155℃，升温时间≥4h，绝对真空度≤15kpa；145-155℃下保温4-6h压力系统为3MPa，绝对真空度≤25kPa；最后自然降温，出釜温度不大于40℃。
本发明与现有技术相比，具有以下有益效果：
1. 本发明的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构及其制备方法，由从内至外依次设置的烧蚀层、隔热层、低密度隔热层构成，烧蚀层为以酚醛树脂为基体材料，碳纤维编织预制体为增强材料的复合材料层，隔热层为以酚醛树脂为基体材料，高硅氧玻璃纤维为增强材料的复合材料层，烧蚀层与隔热层贴合设置后具有较好的耐烧蚀性能，但要进一步提高耐烧蚀性能需要增加碳纤维用量，碳纤维导热性好，会降低烧蚀层的隔热性能，而在隔热层外再加设低密度隔热层，低密度隔热层为以低密度材料为增强材料的复合材料层，可利用低密度材料低导热率的特性，提高长尾喷管绝热层的隔热性能；另一方面，低密度材料的选用，也可提高长尾喷管产品的质量比，从而解决长尾喷管传统结构设计存在的低质量比、高导热率的问题。
2. 发动机长尾喷管组件由长尾喷管绝热层与外金属壳体通过胶粘剂粘接组成。喷管组件在一定工况下会受到高温气流的冲刷，热量则会通过内绝热层传递到金属壳体，若传到金属壳体的温度过高则会导致胶粘剂强度衰减甚至失效，使喷管组件工作异常。传统隔热层选用一种高硅氧玻璃纤维材料，由于其导热系数较高，为了保证发动机工作安全冗度，设计隔热层结构时，通常将高硅氧隔热层厚度增大，导致发动机消极质量增加。本发明在沿用传统隔热层结构基础上，增加导热系数较低的低密度隔热层，一方面可降低发动机喷管的消极质量，另一方面又起到很好的隔热效果。
附图说明
图1是本发明实施例1所述的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的结构示意图；
图2是本发明实施例2所述的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的结构示意图。
其中：1-烧蚀层；2-第一隔热层；3-低密度隔热层；4-第二隔热层。
具体实施方式
下面将结合本发明的实施例，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
如图1所示，本实施例所述的一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，包括由内至外依次贴合设置的烧蚀层1、第一隔热层2和低密度隔热层3；烧蚀层1为以酚醛树脂为基体材料，以碳纤维为增强材料的复合材料层，酚醛树脂与碳纤维的质量比为3:10；第一隔热层2为以酚醛树脂为基体材料，以高硅氧玻璃为增强材料的复合材料层，酚醛树脂与高硅氧玻璃的质量比为2:10；所述低密度隔热层3为以添加玻璃空心微珠的酚醛树脂为基体材料，以玻璃纤维为增强材料的复合材料层，酚醛树脂与玻璃纤维的质量比为3：10，玻璃空心微珠与酚醛树脂的质量比为3:10。最终得到的产品中，烧蚀层的密度为1.46g/cm3；第一隔热层的密度为1.70g/cm3，低密度隔热层密度为0.8 g/cm3；导热系数为0.19 W/m·K。
本实施例的一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的制备方法包括以下步骤：
S1. 利用碳纤维采用三维编织的方法制备得到碳纤维预制体，按照选定的质量比将碳纤维预制体在酚醛树脂中进行真空浸渍，浸渍完成后放入烘箱中进行烘干处理，烘干温度为90℃，烘干时间为4小时，得到烧蚀层预成型体；
S2. 制备第一隔热层预浸布，利用所述第一隔热层预浸布在所述烧蚀层预成型体外采用缠绕工艺制备形成第一隔热层预成型体，缠绕工艺的张力给定范围为8 N/mm；缠绕线速度为15 m/min；重叠余量设定为布带厚度/模具锥角；热辊温度为90℃；推力设定值为2kg；
S3. 制备低密度隔热层预浸布，利用所述低密度隔热层预浸布在所述第一隔热层预成型体外采用缠绕工艺制备形成低密度隔热层预成型体，缠绕工艺的张力给定范围为3 N/mm；缠绕线速度为12 m/min；重叠余量设定为布带厚度/模具锥角；热辊温度为90℃；推力设定值为2kg；
S4a. 在低密度隔热层预成型体的表面包覆吸胶毡，并用包装带固定，在快速接头处加吸胶毡和隔离膜，防止树脂堵塞，套上装有一个快速接头的专用胶套，两端面进行机械密封；
S4. 首先进行入釜气密性检验，然后进行抽真空、升温、加压，对步骤S4a中的产品进行固化，得到固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，固化制度为：
于不大于60℃的温度放入高压釜，以20℃/h的升温速率升温至60℃，真空系统绝对真空度≤110kPa；然后以20℃/h的升温速率升温至100℃，升温时间2h，真空系统绝对真空度≤50kPa；之后开始抽真空，绝对真空度≤25kPa，保温2h，压力系统为3MPa；然后以10℃/h的升温速率升温至150℃，绝对真空度≤15kPa；150℃下保温5h，压力系统为3MPa，绝对真空度≤25kPa；最后自然降温，出釜温度不大于40℃。
实施例2
如图2所示，本实施例所述的一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，包括由内至外依次贴合设置的烧蚀层1、第一隔热层2、低密度隔热层3、第二隔热层4；烧蚀层1为以酚醛树脂为基体材料，以碳纤维为增强材料的复合材料层，酚醛树脂与碳纤维的质量比为5:10；第一隔热层2为以酚醛树脂为基体材料，以高硅氧玻璃为增强材料的复合材料层，酚醛树脂与高硅氧玻璃的质量比为3:10；所述低密度隔热层3为以添加空心玻璃微珠的酚醛树脂为基体材料，以玻璃纤维为增强材料的复合材料层，酚醛树脂与玻璃纤维的质量比为4:10，其中，空心玻璃微珠与酚醛树脂的质量比为5:10；第二隔热层4为以酚醛树脂为基体材料，以高硅氧玻璃为增强材料的复合材料层，酚醛树脂与高硅氧玻璃的质量比为3:10。
本实施例的一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的制备方法包括以下步骤：
S1. 利用碳纤维采用三维编织的方法制备得到碳纤维预制体，按照选定的质量比将碳纤维预制体在酚醛树脂中进行真空浸渍，浸渍完成后放入烘箱中进行烘干处理，烘干温度为100℃，烘干时间为2小时，得到烧蚀层预成型体；
S2. 制备第一隔热层预浸布，利用所述第一隔热层预浸布在所述烧蚀层预成型体外采用缠绕工艺制备形成第一隔热层预成型体，缠绕工艺的张力为8N/mm；缠绕线速度为20 m/min；重叠余量设定为布带厚度/模具锥角；热辊温度为90℃；推力设定值为2kg；
S3. 制备低密度隔热层预浸布，利用所述低密度隔热层预浸布在所述第一隔热层预成型体外采用缠绕工艺制备形成低密度隔热层预成型体，缠绕工艺的张力为2 N/mm；缠绕线速度为10 m/min；重叠余量设定为布带厚度/模具锥角；热辊温度为90℃；推力为0.8kg；
S4. 制备第二隔热层预浸布，利用所述第二隔热层预浸布在所述低密度隔热层预成型体外采用缠绕工艺制备形成第二隔热层预成型体，缠绕工艺的张力为8 N/mm；缠绕线速度为20m/min；重叠余量设定为布带厚度/模具锥角；热辊温度为90℃；推力设定值为2kg；
S5a. 在第二隔热层预成型体的表面包覆吸胶毡，多孔膜，用真空袋将制品密封，密封前留一个出口，便于安装真空嘴，将密封袋密封；
S5. 连接真空嘴，要求真空度≤60 kPa，1-2 min内真空度不下降；气密性检验合格后，制品入热压罐，然后进行抽真空、升温、加压，对步骤S5a中的产品进行固化，得到固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，固化制度为：
于不高于60℃的温度下，将制品放入热压罐，以30℃/h的升温速率升温至55℃，真空系统绝对真空度≤110kPa；然后以10℃/h的升温速率升温至100℃，真空系统绝对真空度≤50kPa；之后开始抽真空，绝对真空度≤25kPa，保温2h，压力系统为3MPa；然后以10℃/h的升温速率升温至150℃，绝对真空度≤15kPa；于150℃保温5h，压力系统为3MPa，绝对真空度≤25kPa；最后自然降温，出釜温度不大于60℃。
对比例1
本对比例中为常规的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，其仅设置烧蚀层和隔热层，具体制备方法与实施例1中步骤S1、步骤S2、步骤S4a、步骤S4一致。
产品性能测试
下表1、表2、表3是上述各实施例与对比例的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的隔热性能和抗烧蚀性能对比结果，本发明的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构在隔热层外再加设低密度隔热层，低密度隔热层具有密度低，导热率低的特性，可显著提高长尾喷管绝热层的隔热性能。表4为设置上述各实施例与对比例的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的发动机工作产生的壁温情况，由表4可以看出，本发明的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构可显著提高长尾喷管绝热层的隔热性能。
表1
Figure 998986DEST_PATH_IMAGE001
表2
Figure 492022DEST_PATH_IMAGE002
表3
Figure 836416DEST_PATH_IMAGE003
表4
Figure 52502DEST_PATH_IMAGE004
显然，上述实施例仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (10)

1.一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，其特征在于，包括由内至外依次贴合设置的烧蚀层、第一隔热层和低密度隔热层；所述烧蚀层为以酚醛树脂为基体材料，以碳纤维为增强材料的复合材料层；所述第一隔热层为以酚醛树脂为基体材料，以高硅氧玻璃为增强材料的复合材料层；所述低密度隔热层为以添加轻质填料的酚醛树脂为基体材料，以玻璃纤维为增强材料的复合材料层。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，其特征在于：
所述烧蚀层中，酚醛树脂与碳纤维的质量比为（3-5）：10；
所述第一隔热层中，酚醛树脂与高硅氧玻璃的质量比为（2-3）：10；
所述低密度隔热层中，酚醛树脂与玻璃纤维的质量比为（3-4）：10。
3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，其特征在于：
所述低密度隔热层的密度为0.7-1.0 g/cm3；导热系数为0.05-0.3W/m·k。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，其特征在于：
还包括贴合设置于所述低密度隔热层外的第二隔热层；所述第二隔热层为以酚醛树脂为基体材料，以高硅氧玻璃为增强材料的复合材料层；所述第二隔热层中，酚醛树脂与高硅氧玻璃的质量比为（2-3）：10。
5.一种制备如权利要求1-4任一所述的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1. 利用碳纤维采用三维编织的方法制备得到碳纤维预制体，将所述碳纤维预制体在酚醛树脂中浸渍，然后烘干，得到烧蚀层预成型体；
S2. 制备第一隔热层预浸布，利用所述第一隔热层预浸布在所述烧蚀层预成型体外采用缠绕工艺制备形成第一隔热层预成型体；
S3. 制备低密度隔热层预浸布，利用所述低密度隔热层预浸布在所述第一隔热层预成型体外采用缠绕工艺制备形成低密度隔热层预成型体；
S4. 将步骤S3中的产品固化，得到所述固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构。
6.根据权利要求5所述的制备固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，其特征在于：
步骤S1中，烘干温度为80-100℃；烘干时间为2-4小时。
7.根据权利要求5所述的制备固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，其特征在于：
步骤S2中，缠绕工艺的张力为2-10N/mm；缠绕线速度为10-30 m/min；热辊温度为80-100℃；推力为0.5-8kg。
8.根据权利要求5所述的制备固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，其特征在于：
步骤S3中，缠绕工艺的张力为2-10 N/mm；缠绕线速度为10-30 m/min；热辊温度为80-100℃；推力为0.5-8kg。
9.根据权利要求5所述的制备固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，其特征在于，在步骤S4之前还包括：
步骤S4a. 在所述低密度隔热层预成型体的表面包覆吸胶毡，并用包装带固定，在快速接头处加吸胶毡和隔离膜，并套上胶套。
10.根据权利要求5所述的制备固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，其特征在于，步骤S4中采用抽真空、升温、加压的方法进行固化，固化制度为：
于不大于60℃的温度放入高压釜，以≤40℃/h的升温速率升温至55-65℃，真空系统绝对真空度≤110kPa；然后以≤30℃/h的升温速率升温至95-105℃，升温时间≥2h，真空系统绝对真空度≤50kPa；之后开始抽真空，绝对真空度≤25kPa，保温1-2h，压力系统为3MPa；然后以≤15℃/h的升温速率升温至145-155℃，升温时间≥4h，绝对真空度≤15kPa；于145-155℃下保温4-6h，压力系统为3MPa，绝对真空度≤25kPa；最后自然降温，出釜温度不大于40℃。
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