CN112697637A - 一种固体火箭发动机用绝热层材料可挥发份含量的测定方法 - Google Patents

一种固体火箭发动机用绝热层材料可挥发份含量的测定方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于固体火箭发动机用材料检测技术领域，提供了一种固体火箭发动机用绝热层材料可挥发份含量的测定方法，包括金属壳体的除油、喷砂、清理，测试壳体质量；将待测绝热层材料混炼胶放置于U型壳体中，进行高温硫化，硫化结束后清理、称重；称重后样品放入预设温度下的油浴烘箱中进行保温；规定时间后取出，放置于室温干燥器中放置30～60min后称重；根据壳体质量、样品保温前质量和样品保温后质量确定绝热材料可挥发份含量。本发明的绝热层材料可挥发份含量测试值更接近于固体火箭发动机中的真实值，且该方法操作简单，样品制备效率和一致性更高，方法适用范围广泛，可应用于所有固体火箭发动机用绝热层材料。

Description

一种固体火箭发动机用绝热层材料可挥发份含量的测定方法
技术领域
本发明属于固体火箭发动机用材料检测技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机用绝热层材料可挥发份含量的测定方法。
背景技术
绝热层是发动机热防护材料的一种，是一层位于壳体内表面与推进剂之间的非金属隔热防护材料。绝热层的主要作用是在推进剂燃料产生持续高温(高于3500K)、高压(3～20MPa甚至更高)气流的恶劣工况条件下，抵抗推进剂燃气冲刷、抑制表面燃烧和防止壳体达到危及其自身结构完整性的温度，保证发动机的正常工作。
橡胶型绝热材料是固体火箭发动机绝热层应用最为广泛的一种，是由橡胶基材、固化剂、增塑剂、增粘树脂、耐高温树脂、阻燃剂、偶联剂和补强填料等功能组分构成的复合材料。国内外研究结果表明：包括橡胶型绝热层在高温条件下会产生大量小分子产物。这是由于在高温高压下橡胶型绝热层中的过氧化物或硫磺等硫化剂通过分解实现橡胶分子链的交联，该分解同时产生大量小分子副产物。例如典型硫化剂过氧化二异丙苯，在高温条件下热分解从O－O键发生均裂产生交联橡胶需要的异丙苯氧自由基，但与此同时由于自身特性及绝热层中原材料的影响异丙苯氧自由基分子还会发生断裂、夺氢以及偶合终止、歧化等一系列反应，最终生成较稳定的α-甲基苯乙酮、α,α-二甲基苄醇、甲烷、乙烷等副产物；小分子增塑剂、增粘树脂、耐高温树脂以及其他有机材料同样会发生不同程度的挥发、迁移、分解或相互反应从而产生大量小分子物质。这些小分子产物在壳体生产制造的过程中会不断逸出，容易致使推进剂、衬层内部或界面处出现气孔，甚至与推进剂或衬层发生反应影响其固化过程，这些均可能导致推进剂/衬层/绝热层界面脱粘，导致发动机失效报废。
然而对于绝热材料中小分子可挥发份含量的测定方法尚无相关标准，目前研究学者普遍采用两种表征方式，一种是采用热分析仪表征可挥发份含量的方法，但这种表征方法取样量小，数据波动大，且无法考虑绝热材料厚度因素；另一种方式是采用直接将单纯的绝热材料胶片在高温烘箱中预烘一定时间下的热失重进行表征，但是这种表征方法未考虑实际生产中胶料硫化过程和高温预烘过程中壳体对绝热材料中可挥发份的阻挡作用，与真实值相差较大，导致在实际固体火箭发动机壳体绝热层预烘过程中极易误判绝热材料预烘程度，最终致使发动机衬层鼓泡甚至是推进剂/衬层/绝热层界面脱粘，发动机报废。
因此急需开展一种可以准确测试发动机条件下一定温度和时间下的绝热材料可挥发份含量测试方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机用绝热层材料可挥发份含量的测定方法，它基于固体火箭发动机用绝热层的真实工装过程和化学处理工艺，能真实反映绝热层材料的变化状态尤其是挥发份逸出过程的影响因素，方法简便、数据真实可靠。
本发明的技术方案是，一种固体火箭发动机绝热层材料可挥发份含量的测定方法，包括以下步骤：
1)壳体准备：将U型壳体处理干净后称重，记质量W0；
2)绝热层材料硫化：将绝热层材料混炼胶填充于U型壳体中进行硫化，将硫化后的U型壳体连同内部绝热层材料冷却至室温并放置后称重，记质量W1，称重的U型壳体连同内部绝热层材料作为后续处理的样品；
3)样品保温：将步骤2)称重后的样品放置于干净陶瓷托盘中，然后置于规定温度下的油浴烘箱中进行保温；
4)取样：油浴烘箱中处理预定时间后取出样品，放置于室温干燥器中30～60min后测试其质量W2；
5)可挥发份含量计算：根据壳体质量W0、样品在步骤3)保温前质量W1和样品经步骤3)保温后质量W2确定绝热层材料可挥发份含量＝(W1-W2)/(W1-W0)*100％。
本发明的方法过程模拟了发动机绝热层材料的使用和测试过程。
进一步的，上述步骤1)、2)和4)中的质量测试精确度≤0.001g。
进一步的，U型壳体的材质为铝合金；U型壳体的壁厚为2～3mm；U型壳体的深度为1～60mm；所述U型壳体的横截面为圆形，其内径80～120mm。
进一步的，步骤1)中，将U型壳体处理干净的操作为：将U型壳体除油后喷砂，然后采用乙酸乙酯清洗干净后室温放置1h。
进一步的，步骤2)中：所述绝热层材料在U型壳体中的填胶质量为U型壳体理论填胶量的1.05～1.10倍，所述理论填胶量为绝热层材料密度与U型壳体体积的乘积。
进一步的，步骤2)中：所述硫化使用工装模具，所述工装模具包括5个腔体和一个整体盖板，每个腔体配有下垫块；所述5个腔体的内径各自与所述U型壳体外径匹配，5个腔体的高度各自与所述U型壳体的最高高度匹配；所述下垫块高度为腔体高度与U型壳体高度的差值，以使U型壳体顶部与腔体上沿平齐；以上配合面均为紧配合。
进一步的，步骤2)中的硫化是工装模具置于高温硫化机或热压釜中进行，其中工装模具的5个腔体中均装载有填充绝热层材料的U型壳体，硫化工艺与固体火箭发动机绝热层实际硫化工艺相同。
进一步的，步骤5)中可挥发份含量计算：根据5个平行样品的结果计算其平均可挥发份含量。
进一步的，步骤2)中：所述硫化结束后，还包括出模，冷却至室温，去除飞边，并采用乙酸乙酯清洗干净，室温后放置2h后的步骤；所述出模是指将U型壳体及其内部的绝热层材料从工装模具的腔体中取出；所述去除飞边并采用乙酸乙酯清洗干净是指将硫化过程中溢出至U型壳体外沿和/或U型壳体外壁的绝缘层材料通过切割和/或乙酸乙酯清洗方式去除。
本发明与现有技术中绝热层材料中小分子可挥发份含量的测定方法相比，具有的有益效果是：
1、绝热层材料测试样品结构(一定尺寸的U型壳体内装填绝热层材料)与真实固体火箭发动机结构类似，绝热层材料可挥发份含量测试值更接近于固体火箭发动机中的真实值，且该方法操作简单；
2、采用设置有5个腔体的工装模具实现样品制备效率和硫化状态一致性的显著提高，且采用一套工装模具即可同时模拟同一发动机中不同部位不同厚度绝热材料，该方法适用范围广泛。
本发明公开了一种固体火箭发动机用绝热层材料可挥发份含量的测定方法，具体包括金属壳体的除油、喷砂、清理，测试壳体质量；将待测绝热材料混炼胶放置于壳体中，进行高温硫化，硫化结束后清理、称重；样品放入预设温度下的油浴烘箱中进行保温；规定时间后取出，放置于室温干燥器中放置30～60min后称重；根据壳体质量、样品保温前质量和样品保温后质量确定绝热材料可挥发份含量。优点在于，绝热材料可挥发份含量测试值更接近于固体火箭发动机中的真实值，且该方法操作简单，样品制备效率和一致性更高，方法适用范围广泛，可应用于所有固体火箭发动机用绝热材料可挥发份含量的测试。
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为本发明实施例一种固体火箭发动机用绝热层材料可挥发份含量的测定方法使用的工装模具示意图；
图2是本发明实施例1中不同厚度的样品实物图；
图3是本发明对比例1中不包括壳体的不同厚度绝热层材料的实物图。
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：
一种固体火箭发动机用绝热层材料可挥发份含量的测定方法，它使用如图1所示的工装模具示意图，分别测试厚度分别为2mm、5mm、10mm和20mm的绝热材料可挥发份含量。具体步骤如下：
1)壳体准备：选用深度分别为2mm、5mm、10mm和20mm，壁厚均为2mm，内径均为100mm的铝合金U型壳体，将U型壳体除油后喷砂，然后采用乙酸乙酯清洗干净后室温放置1h后测试其质量W0，每种深度U型壳体数量5个；
2)绝热材料硫化：将EPDM-1配方绝热材料填充于U型壳体中，采用图1所示的设置有5个腔体的工装模具于硫化机中进行硫化，其中硫化条件为：在80℃、10MPa保温1h，放气后3次后打压至5MPa并升温至130℃保温1h，然后继续升温至160℃保温2h，关闭加热降温至80℃出模，待试件冷却至室温，去除飞边，并采用乙酸乙酯清洗干净，室温放置2h后测试其质量W1；出模后的样品的示意图如图2所示；
3)样品保温：将硫化后的样品放置于专用干净陶瓷托盘中，并于80℃油浴烘箱中进行保温；
4)取样：规定时间后取出样品，放置于室温干燥器中30min后测试其质量W2；
5)可挥发份含量计算：根据壳体质量W0、样品保温前质量W1和样品保温后质量W2确定，绝热材料可挥发份含量＝(W1-W2)/(W1-W0)*100％；根据5个平行样品结果，计算其平均可挥发份含量。
其结果如下表1所示：
表1 80℃下预烘不同时间下绝热材料可挥发份含量
Figure BDA0002851647840000061
绝热材料可挥发份含量测定方法的相对标准偏差在0.94％～5.16％，方法的重现性好。
对比例1：
测试厚度分别为2mm、5mm、10mm和20mm的绝热材料可挥发份含量。具体步骤如下：
1)绝热材料硫化：将EPDM-1配方绝热材料填充于厚度分别为2mm、5mm、10mm和20mm的四种硫化模具中，于四台硫化机中分别进行硫化，其中硫化条件为：在80℃*10MPa保温1h，放气后3次后打压至5MPa并升温至130℃保温1h，然后继续升温至160℃保温2h，关闭加热降温至80℃出模，待试件冷却至室温，去除飞边，并采用乙酸乙酯清洗干净，室温放置2h后测试其质量W1，重复以上步骤共计5次；本对比例的绝热层材料没有使用U型壳体，脱模后在后续的保温等处理工艺中以成型的绝热层材料为样品进行，如图3所示；
2)样品保温：将硫化后的样品放置于专用干净陶瓷托盘中，并于80℃油浴烘箱中进行保温；
3)取样：规定时间后取出样品，放置于室温干燥器中30min后测试其质量W2；
4)可挥发份含量计算：根据样品保温前质量W1和样品保温后质量W2确定，绝热材料可挥发份含量＝(W1-W2)/W1*100％；根据5个平行样品结果，计算其平均可挥发份含量。
其结果如下表2所示
表2 80℃下预烘不同时间下绝热材料可挥发份含量平均值，％
Figure BDA0002851647840000071
对比表1和表2结果表明相比有壳体的绝热材料，不包括壳体的相同厚度相同配方的绝热材料在同一温度和时间下挥发份含量显著提高。
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 (9)

1.一种固体火箭发动机绝热层材料可挥发份含量的测定方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)壳体准备：将U型壳体处理干净后称重，记质量W0；
2)绝热层材料硫化：将绝热层材料混炼胶填充于U型壳体中进行硫化，将硫化后的U型壳体连同内部绝热层材料冷却至室温并放置后称重，记质量W1，称重的U型壳体连同内部绝热层材料作为后续处理的样品；
3)样品保温：将步骤2)称重后的样品放置于干净陶瓷托盘中，然后置于规定温度下的油浴烘箱中进行保温；
4)取样：油浴烘箱中处理预定时间后取出样品，放置于室温干燥器中30～60min后测试其质量W2；
5)可挥发份含量计算：根据壳体质量W0、样品在步骤3)保温前质量W1和样品经步骤3)保温后质量W2确定绝热层材料可挥发份含量＝(W1-W2)/(W1-W0)*100％。
2.如权利要求1所述的固体火箭发动机绝热层材料可挥发份含量的测定方法，其特征在于，所述步骤1)、2)和4)中的质量测试精确度≤0.001g。
3.如权利要求1所述的固体火箭发动机绝热层材料可挥发份含量的测定方法，其特征在于，
所述U型壳体的材质为铝合金；U型壳体的壁厚为2～3mm；U型壳体的深度为1～60mm；
所述U型壳体的横截面为圆形，其内径80～120mm。
4.如权利要求1所述的固体火箭发动机绝热层材料可挥发份含量的测定方法，其特征在于，
所述步骤1)中，将U型壳体处理干净的操作为：将U型壳体除油后喷砂，然后采用乙酸乙酯清洗干净后室温放置1h。
5.如权利要求1所述的固体火箭发动机绝热层材料可挥发份含量的测定方法，其特征在于，
所述步骤2)中：所述绝热层材料在U型壳体中的填胶质量为U型壳体理论填胶量的1.05～1.10倍，所述理论填胶量为绝热层材料密度与U型壳体体积的乘积。
6.如权利要求1所述的固体火箭发动机绝热层材料可挥发份含量的测定方法，其特征在于，
所述步骤2)中：所述硫化使用工装模具，所述工装模具包括5个腔体和一个整体盖板，每个腔体配有下垫块；所述5个腔体的内径各自与所述U型壳体外径匹配，5个腔体的高度各自与所述U型壳体的最高高度匹配；所述下垫块高度为腔体高度与U型壳体高度的差值，以使U型壳体顶部与腔体上沿平齐；以上配合面均为紧配合。
7.如权利要求6所述的固体火箭发动机绝热层材料可挥发份含量的测定方法，其特征在于，
所述步骤2)中的硫化是工装模具置于高温硫化机或热压釜中进行，其中工装模具的5个腔体中均装载有填充绝热层材料的U型壳体，硫化工艺与固体火箭发动机绝热层实际硫化工艺相同。
8.如权利要求1或7所述的固体火箭发动机绝热层材料可挥发份含量的测定方法，其特征在于，
所述步骤5)中可挥发份含量计算：根据5个平行样品的结果计算其平均可挥发份含量。
9.如权利要求1所述的固体火箭发动机绝热层材料可挥发份含量的测定方法，其特征在于，
所述步骤2)中：所述硫化结束后，还包括出模，冷却至室温，去除飞边，并采用乙酸乙酯清洗干净，室温后放置2h后的步骤；所述出模是指将U型壳体及其内部的绝热层材料从工装模具的腔体中取出；所述去除飞边并采用乙酸乙酯清洗干净是指将硫化过程中溢出至U型壳体外沿和/或U型壳体外壁的绝缘层材料通过切割和/或乙酸乙酯清洗方式去除。
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