CN113775437B - 一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法，本发明所述的结构包括绝热底层、绝热盖层、金属接头及抗烧蚀层。本发明所述的方法通过抗烧蚀层预制件成型；绝热底层成型，通过模压预制成型工艺将金属接头、抗烧蚀层预制件、底层绝热材料制备成绝热底层；盖层模压预制成型；绝热结构组件整体硫化成型。该方法制备的复合材料固体火箭发动机绝热结构各部件厚度可控，尺寸精确、人工脱粘层粘接可靠、粘接位置精确，产品质量稳定。

Description

一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法
技术领域
本发明属于固体火箭发动机制造领域，具体涉及一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法。
背景技术
火箭发动机在工作时，燃烧室需要承受3000以上的高温、高压气流的冲刷，需要在燃烧室内壁设置绝热结构，保护燃烧室壳体，目前固体火箭发动机绝热结构的成型方法主要包括模压成型和手工贴片成型。
中国专利CN112223781A公开了一种手工贴片成型绝热底层的成型工艺，手工贴片成型产品表面质量较差，易出现凹坑、鼓包、夹气等缺陷，易被热气流侵蚀，从而影响热防护性能。模压成型工艺在绝热结构制备领域得到广泛的应用，目前，由于战略需求，不同武器装备的性能越来越高，对发动机提出越来越高的要求，发动机结构越来越复杂，模压工艺受限于绝热结构的尺寸及型面复杂程度，传统的模压工艺已经不能满足当前绝热结构成型需求，不能保证绝热结构人工脱粘层的深度准确性及粘接的可靠性，难以保证厚度要求。
鉴于此，目前亟待提出一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法。
发明内容
为此，本发明所要解决的技术问题是提供一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法，保证绝热结构人工脱粘层的深度准确性及粘接的可靠性，保证厚度要求。
本发明提供的固体火箭发动机绝热结构，包括：
一种复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于，包括：
绝热底层，与火箭发动机壳体粘接；
绝热盖层，位于所述绝热底层的内侧，与火箭发动机的药柱粘接；
金属接头，位于所述绝热结构的外侧，用于安装火箭发动机的点火器以及喷管；
抗烧蚀层，所述抗烧蚀层位于所述绝热底层的内部，并靠近于火箭发动机的喷管连接处；
所述复合材料固体火箭发动机绝热结构通过如下成型方法成型，所述方法包括如下步骤：
步骤一、将绝热生胶片通过模压硫化预制为抗烧蚀层上包覆层预制件，硫化温度为80-100℃，硫化时间2小时，控制硫化过程在硫化诱导期内；
步骤二、将绝热生胶片通过模压硫化预制为抗烧蚀层下包覆层预制件，硫化温度为80-100℃，硫化时间2小时，控制硫化过程在硫化诱导期内；
步骤三、在抗烧蚀层上包覆层预制件的下粘接面、抗烧蚀层表面、抗烧蚀层下包覆层预制件的上粘接面均匀涂刷胶黏剂，晾置15-30分钟，待胶黏剂中的挥发分挥发完全后，依次在模具中铺放抗烧蚀层下包覆层预制件、抗烧蚀层、抗烧蚀层上包覆层预制件，通过模压预制，硫化温度在90-100℃，保温2小时，控制在硫化诱导期，制作抗烧蚀层预制件；
步骤四、在绝热底层阴模中依次放入金属接头和抗烧蚀层预制件，根据绝热底层的厚度设计，在抗烧蚀层预制至阴模大开口边缘，依次铺贴生胶片，铺贴完成后，通过整体一步硫化工艺成型绝热底层，硫化温度在140-145℃之间，保温2小时，得到绝热底层；
步骤五、根据绝热盖层的厚度设计，在绝热盖层阴模中，依次铺贴生胶片，铺贴完成后，通过整体一步硫化工艺成型绝热盖层，硫化温度在140-145℃之间，保温1.5小时，得到绝热盖层；
步骤六、在底层模具中依次放入绝热底层和绝热盖层，通过整体模压硫化成型，硫化温度在145-150℃之间，控制在正硫化阶段，保温2小时，得到所述复合材料固体火箭发动机绝热结构；
在所述方法的各步骤中，通过局部加热装置进行硫化温度控制；
所述局部加热装置包括：
一对压环装置通过锁死装置连接呈轮状，在锁死装置的中心处设有定位装置，与定位装置同轴设置有传感器；
在局部加压加热装置上粘贴热膨胀材料。
进一步的，所述金属接头的外侧设有金属保护层。
进一步的，抗烧蚀层包括内芯，将内芯包裹的上包覆层和下包覆层。
进一步的，所述绝热底层的材质为腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种；
绝热盖层的材质为腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种；
抗烧蚀层的材质为腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种。
进一步的，利用绝热生胶片通过模压硫化预制，硫化温度在80-90℃，保温2小时，控制硫化过程在硫化诱导期，制作金属接头保护层预制件。
进一步的，步骤四还包括：将金属接头保护层预制件打磨后，涂抹胶黏剂与金属接头的粘接面粘接，将金属接头与金属接头保护层预制件组装后，整体放置于所述的绝热底层阴模中。
进一步的，步骤六还包括：在对绝热结构进行成型时，绝热底层与绝热盖层之间的粘接区域设置生胶片，增强粘接界面的可靠性。
进一步的，根据人工脱粘层的深度要求，在绝热底层小开口至与绝热盖层粘接边缘位置，粘贴一层脱模布，形成人工脱粘区域，将绝热底层与绝热盖层粘接，通过整体模压成型绝热结构。
进一步的，所述脱模布为聚四氟乙烯胶带。
本发明的上述技术方案，相比现有技术具有以下优点：
1、相比于手工贴片成型产品表面质量较差，易出现凹坑、鼓包、夹气等缺陷，易被热气流侵蚀，从而影响热防护性能。该发明通过模压工艺成型的绝热结构层，工艺稳定、表观质量好、内部质量好，可保证各绝热层厚度要求，尺寸精确，大大提供产品质量；
2、在绝热底层与绝热盖层粘接区域，设置生胶片，可提高粘接强度，保证粘接质量；
3、根据人工脱粘层深度要求，在绝热底层小开口至人工脱粘层粘接边缘处，粘贴条状聚四氟乙烯胶带（薄膜），薄膜具有很好的延展性，粘贴过程中操作性强，不会出现褶皱、夹气等不平衡现象，避免盖层在整体压制过程中，盖层被褶皱损伤表面。
4、在绝热底层与绝热盖层的粘接区域设置热膨胀材料，在模压过程中，此处局部加热膨胀，对粘接区域施加垂直于粘接面的压力，解决模压过程多垂直面无法加压的情况，保证粘接质量，局部加压可防止绝热底层与盖层在整体模压加压过程中整体压力过大被破坏，局部加热，可防止绝热底层与盖层过硫化而导致机械性能降低，而且局部加热加压节约模具成本，提高生产效率。
附图说明
图1是本发明实施例所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构示意图；
图2是本发明实施例所述的局部加热加压装置示意图；
其中，1、抗烧蚀层上包覆层预制件；2、抗烧蚀层下包覆层预制件；3、抗烧蚀层预制件；4、金属接头保护层；5、绝热底层；6、绝热盖层；7、抗烧蚀层；8、金属接头；9、锁死装置；10、压环装置；11、定位装置；12、传感器。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中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。
本实施例的复合材料固体火箭发动机绝热结构，如图1所示，包括：
绝热底层5，绝热底层5与壳体材料粘接，绝热底层5与绝热盖层6同时起到热防护的作用，保护燃烧室壳体。
绝热盖层6，绝热盖层6在工作中与药柱接触，在发动机工作过程中最先被烧蚀。
抗烧蚀层7，抗烧蚀层7置于底层内部靠近喷管处。
金属接头8，置于绝热底层5外侧，用于封头开孔补强，安装点火器和喷管组件。
金属接头保护层4，粘贴于金属接头8外侧，通过通过模压预制成型。
所述抗烧蚀层7包括依次贴合的抗烧蚀层上包覆层预制件1、抗烧蚀层预制件3、抗烧蚀层下包覆层预制件2。
抗烧蚀层上包覆层预制件1，利用绝热生胶片通过模压预制，置于抗烧蚀层预制件3上部。
抗烧蚀层下包覆层预制件2，利用绝热生胶片通过模压预制，置于抗烧蚀层预制件3的下部。
抗烧蚀层预制件3，依次在模具中铺放抗烧蚀层下包覆层预制件2、抗烧蚀层7、抗烧蚀层上包覆层预制件1，通过模压预制抗烧蚀层预制件3。
所述绝热底层5、绝热盖层6及所述抗烧蚀层7以丁腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种为基体材料，以石棉或二氧化硅作填料复合硫化制成。在本实施例中，基体材料均为三元乙丙橡胶。
本实施例还提供一种复合材料固体火箭发动机绝热结构的成型方法，包括如下步骤：
步骤一、将绝热生胶片通过模压硫化预制为抗烧蚀层上包覆层预制件1，硫化温度为80- 100℃，硫化时间2小时，控制硫化过程在硫化诱导期内；
步骤二、将绝热生胶片通过模压硫化预制为抗烧蚀层下包覆层预制件2，硫化温度为80- 100℃，硫化时间2小时，控制硫化过程在硫化诱导期内；
步骤三、在抗烧蚀层上包覆层预制件1的下粘接面、抗烧蚀层7表面、抗烧蚀层下包覆层预制件2的上粘接面均匀涂刷胶黏剂，晾置15-30分钟，待胶黏剂中的挥发分挥发完全后，依次在模具中铺放抗烧蚀层下包覆层预制件2、抗烧蚀层7、抗烧蚀层上包覆层预制件1，通过模压预制，硫化温度在90-100℃，保温2小时，控制在硫化诱导期，制作抗烧蚀层预制件3；
步骤四、在绝热底层5阴模中依次放入金属接头8和抗烧蚀层预制件3，根据绝热底层5的厚度设计，在抗烧蚀层7预制至阴模大开口边缘，依次铺贴生胶片，铺贴完成后，通过整体一步硫化工艺成型绝热底层5，硫化温度在140-145℃之间，保温2小时，得到绝热底层5；
步骤五、根据绝热盖层6的厚度设计，在绝热盖层6阴模中，依次铺贴生胶片，铺贴完成后，通过整体一步硫化工艺成型绝热盖层6，硫化温度在140-145℃之间，保温1.5小时，得到绝热盖层6；
步骤六、在底层模具中依次放入绝热底层5和绝热盖层6，通过整体模压硫化成型，硫化温度在145-150℃之间，控制在正硫化阶段，保温2小时，得到所述复合材料固体火箭发动机绝热结构。
绝热底层5与绝热盖层6粘接时，需对绝热底层5与绝热盖层6的粘接区域界面进行处理，要求打磨见新面、涂刷胶黏剂晾干后，在绝热底层5和盖层粘接位置粘贴厚度在0.3-0.6mm的生胶片，将绝热底层5与绝热盖层6同心圆对正。
利用绝热生胶片通过模压硫化预制，硫化温度在80-9 0℃，保温2小时，控制硫化过程在硫化诱导期，制作金属接头保护层4预制件。
进步骤四还包括：将金属接头保护层4预制件打磨后，涂抹胶黏剂与金属接头8的粘接面粘接，将金属接头8与金属接头保护层4预制件组装后，整体放置于所述的绝热底层阴模中。
进一步的，步骤六还包括：在对绝热结构进行成型时，绝热底层5与绝热盖层6之间的粘接区域设置生胶片，增强粘接界面的可靠性。
在各步骤中，根据绝热结构部位的厚度要求，使用开炼机将来料碾成不同厚度的胶片，碾料过程中，需对原材料进行薄通、打三角包操作，提高来料的均匀性及致密度，通过打三角包操作降低三元乙丙橡胶的压延效应。
根据人工脱粘层的深度要求，在绝热底层5小开口至与绝热盖层6粘接边缘位置，粘贴一层脱模布，形成人工脱粘区域，将绝热底层5与绝热盖层6粘接，通过整体模压成型绝热结构。
所述脱模布为聚四氟乙烯胶带。要求胶带搭接5-8mm，胶带无褶皱、夹气，边缘处裁剪整齐，避免人工脱粘层区域出现尖点。
在本实施例中，通过如图2所示的局部加热装置进行硫化温度控制，一对压环装置10通过锁死装置9连接呈轮状，在锁死装置9的中心处设有定位装置11，与定位装置11同轴设置有传感器12；在局部加压加热装置上粘贴热膨胀材料，通过压环装置10，放置在人工脱粘层粘接区域，通过定位装置11与锁死装置9，将压环装置10固定，避免在加热过程中，压环装置10发生偏移，影响粘接区域的准确性。
在步骤六进行整体成型过程中对绝热结构进行脱模的过程中，通过在局部加热装置的压环装置10上均布电加热丝，连接传感器12，开启加热设备，设置硫化温度在145℃-155℃之间，硫化时间90分钟。然后自然降温至60℃，拆除压环装置10，得到绝热结构。
通过本方法制备的绝热结构层，粘接质量高，粘接位置准确，局部加热避免其他部位绝热层材料过硫化，局部加压避免压力过高导致其他部位绝热层受损伤，加热时，局部加热热传导速率高，解决模具受热不均匀问题，缩短加热保温时间，降温过程由于面积较小，降温时间大大缩短，缩短了占模时间，大大提高生产效率，采用此方法，生产效率提高。
显然，上述实施例仅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 (9)

1.一种复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于，包括：
绝热底层，与火箭发动机壳体粘接；
绝热盖层，位于所述绝热底层的内侧，与火箭发动机的药柱粘接；
金属接头，位于所述绝热结构的外侧，用于安装火箭发动机的点火器以及喷管；
抗烧蚀层，所述抗烧蚀层位于所述绝热底层的内部，并靠近于火箭发动机的喷管连接处；
所述复合材料固体火箭发动机绝热结构通过如下成型方法成型，所述方法包括如下步骤：
步骤一、将绝热生胶片通过模压硫化预制为抗烧蚀层上包覆层预制件，硫化温度为80-100℃，硫化时间2小时，控制硫化过程在硫化诱导期内；
步骤二、将绝热生胶片通过模压硫化预制为抗烧蚀层下包覆层预制件，硫化温度为80-100℃，硫化时间2小时，控制硫化过程在硫化诱导期内；
步骤三、在抗烧蚀层上包覆层预制件的下粘接面、抗烧蚀层表面、抗烧蚀层下包覆层预制件的上粘接面均匀涂刷胶黏剂，晾置15-30分钟，待胶黏剂中的挥发分挥发完全后，依次在模具中铺放抗烧蚀层下包覆层预制件、抗烧蚀层、抗烧蚀层上包覆层预制件，通过模压预制，硫化温度在90-100℃，保温2小时，控制在硫化诱导期，制作抗烧蚀层预制件；
步骤四、在绝热底层阴模中依次放入金属接头和抗烧蚀层预制件，根据绝热底层的厚度设计，在抗烧蚀层预制至阴模大开口边缘，依次铺贴生胶片，铺贴完成后，通过整体一步硫化工艺成型绝热底层，硫化温度在140-145℃之间，保温2小时，得到绝热底层；
步骤五、根据绝热盖层的厚度设计，在绝热盖层阴模中，依次铺贴生胶片，铺贴完成后，通过整体一步硫化工艺成型绝热盖层，硫化温度在140-145℃之间，保温1.5小时，得到绝热盖层；
步骤六、在底层模具中依次放入绝热底层和绝热盖层，通过整体模压硫化成型，硫化温度在145-150℃之间，控制在正硫化阶段，保温2小时，得到所述复合材料固体火箭发动机绝热结构；
在所述方法的各步骤中，通过局部加热装置进行硫化温度控制；
所述局部加热装置包括：
一对压环装置通过锁死装置连接呈轮状，在锁死装置的中心处设有定位装置，与定位装置同轴设置有传感器；
在局部加压加热装置上粘贴热膨胀材料。
2.根据权利要求1所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于：所述金属接头的外侧设有金属保护层。
3.根据权利要求1所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于：
抗烧蚀层包括内芯，将内芯包裹的上包覆层和下包覆层。
4.根据权利要求1所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于：所述绝热底层的材质为腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种；
绝热盖层的材质为腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种；
抗烧蚀层的材质为腈橡胶、丁苯橡胶、三元乙丙橡胶和硅酮橡胶中的一种或多种。
5.根据权利要求1所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于，还包括：
利用绝热生胶片通过模压硫化预制，硫化温度在80-90℃，保温2小时，控制硫化过程在硫化诱导期，制作金属接头保护层预制件。
6.据权利要求5所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于，步骤四还包括：将金属接头保护层预制件打磨后，涂抹胶黏剂与金属接头的粘接面粘接，将金属接头与金属接头保护层预制件组装后，整体放置于所述的绝热底层阴模中。
7.据权利要求6所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于，步骤六还包括：在对绝热结构进行成型时，绝热底层与绝热盖层之间的粘接区域设置生胶片，增强粘接界面的可靠性。
8.根据权利要求7所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于：根据人工脱粘层的深度要求，在绝热底层小开口至与绝热盖层粘接边缘位置，粘贴一层脱模布，形成人工脱粘区域，将绝热底层与绝热盖层粘接，通过整体模压成型绝热结构。
9.根据权利要求8所述的复合材料固体火箭发动机绝热结构，其特征在于：所述脱模布为聚四氟乙烯胶带。
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