CN114290662B - 一种面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造设备和制造方法，利用增材制造成型微结构单元的优势，制造变燃速固体推进剂药柱以满足固体火箭发动机在宽裕度范围内推力调控能力，提升固体火箭发动机的能量管理能力，通过绝热层的可控分布，实现固体火箭发动机在工作过程中多次启停功能。这种增材制造方法制备的推进剂在相应的物理空间上存在着燃速各异的推进剂，其在燃烧过程中可根据固体火箭发动机的飞行段提供不同的推力。因此本发明的工艺可以有效地实现多级推力固体火箭发动机的制造，提升固体火箭发动机能量管理能力。

Description

一种面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法

技术领域

本发明属于固体火箭发动机制造技术领域，具体涉及一种面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法。

背景技术

导弹武器的飞行弹道包括发射离轨、增速飞行、等速巡航、高速攻击等飞行段，需要两台以上的固体火箭发动机并联或串联成动力推进系统以满足每个飞行段的推力调控需求，而多级推力固体火箭发动机在燃烧室内成型燃速各异的推进剂，能够同时满足每个飞行段的推力调控需求，更好地实现能量的可控释放。传统浇铸成形的推进剂成形制备方法，受工艺制约，仅能成形结构单一的均质化构件，难以制备燃速各异的推进剂药柱，无法实现多级推力固体火箭发动机的制造。增材制造技术通过微结构单元的直接成形，能够多材料增材制造工艺成形梯度功能结构。

发明内容

本发明公开了一种面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法，能够解决传统浇铸成形制备多级燃速复合固体推进剂的局限性问题。

为了达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

本发明公开了一种面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法，包括：利用增材制造技术成型燃速随着物理空间连续/断续变化的推进剂，通过在相邻的推进剂之间增材制造绝热层的可控分布以形成独立的物理隔离空间作为燃烧室，成形的推进剂药柱在燃烧过程中具有启停功能。

优选地，燃速随着物理空间连续/断续变化的推进剂的变化方式包括沿轴向变化、沿径向变化，或者同时沿着轴向和径向变化。

优选地，所述的增材制造技术采用挤出成型技术。

进一步优选地，所述的挤出成型技术为螺杆挤出成型技术、气动挤出成型技术或柱塞挤出成型技术。

本发明公开的面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法，具体包括以下步骤：

S1：根据固体火箭发动机的推力级数和推力变化曲线，设计不同燃速推进剂物理空间分布方式，设计待制造的固体推进剂进行结构，并建立固体推进剂三维模型；

S2：切片分层处理固体推进剂三维模型，设置工艺参数，将适合进行单层成形的二维数据导出的增材设备专用的接口文件导入增材制造装置；

S3：采用多材料增材制造工艺打印固体推进剂三维模型，在打印过程中，在划分的物理空间内打印不同属性的物料，采用层层叠加的方式，直至完成待加工的固体推进剂的成形制造。

优选地，在打印过程中，多材料增材制造工艺的实现方式采用多喷头交替打印或单喷头连续计量进料打印。

进一步优选地，S2中所述增材设备专用的接口文件包括但不限于.Gcode文件。

优选地，固体推进剂为复合固体推进剂，其燃速能够通过以下方法进行调节：

1)选用不同种类的氧化剂；2)加入不同固相含量的氧化剂；3)对于同一种氧化剂，选用不同粒径大小的氧化剂；4)对同一种氧化剂进行粒径级配；5)加入燃烧催化剂或降速剂。

优选地，固体推进剂的成分包括氧化剂、金属燃料、光固化粘合剂、燃烧催化剂和降速剂；所述的氧化剂包括但不限于高氯酸铵等高氯酸盐、硝酸铵等硝酸盐，所述的金属燃料包括但不限于铝粉、硼粉和镁粉，所述的光固化粘合剂包括但不限于改性的端羟基聚丁二烯、端羧基聚丁二烯，所述的燃烧催化剂包括但不限于无机金属化合物、有机金属化合物和二茂铁及其衍生物，所述的降速剂包括但不限于碳酸盐、固体碱性氧化物、氟化物和固态有机铵盐。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

本发明以多级推力固体火箭发动机为对象，解决了固体火箭发动机推力调控能力差的问题，增材制造技术面向微结构单元的直接成形，通过不同属性材料的可控分布与成形，可打破传统制造技术对多级推力固体火箭发动机制造的制约。利用增材制造技术制备燃速随物理空间变化的推进剂药柱，拓宽了固体火箭发动机的推力调节裕度。本发明的具体创新点体现在：

1.利用增材制造技术制备的推进剂在相应的物理空间上存在着燃速各异的推进剂药柱，通过多材料增材制造工艺形成推力智能化、燃速定制化的结构，其在燃烧过程中为固体火箭发动机的推力提供宽裕度的调节范围。

2.将绝热层作为能量管理作用结构，在药柱燃烧过程中起到中断燃烧作用，嵌入在推进剂药柱中，将不同燃速的推进剂在空间位置上进行物料隔离，实现固体火箭发动机的多次启停。

附图说明

图1为本发明使用的多喷头增材制造装置示意图；

图2为本发明的燃速沿径向变化的多级变推力绝热/装药一体化结构示意图；

图3为本发明的燃速沿轴向变化的多级变推力的绝热/装药一体化结构示意图；

图4为本发明的燃速沿径向和轴向变化的多级变推力绝热/装药一体化结构示意图；

其中：1-推进剂供料料筒；2-绝热层供料料筒；3-推进剂打印喷头；4-绝热层打印喷头；5-紫外光固化器；6-成形平台；7-高燃速推进剂药柱；8-中燃速推进剂药柱；9-低燃速推进剂药柱；10-绝热层。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，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的实施例，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，都应当属于本发明保护的范围。

需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

参加图1，为实现一种面向多级推力固体火箭发动机的固体推进剂增材制造方法的多喷头增材制造装置包括：储料模块、成型模块、光固化模块和成形平台；

所述储料模块，用于为成型模块提供3D打印材料，包括：推进剂供料料筒1和绝热层供料料筒2，在成形不同燃速的推进剂药柱时，推进剂供料料筒1中装有不同燃速的推进剂药浆，绝热层供料料筒2装有绝热层药浆；

所述成型模块，用于成型推进剂药柱和绝热层，包括推进剂打印喷头3和绝热层打印喷头4；

所述光固化模块，用于固化已成形的推进剂药柱和绝热层，包括紫外光固化器5，且该紫外光固化器5设有两个或多个，对称分布在成形平台6两侧；

图2是使用本发明的方法增材制造成型的燃速沿径向变化的多级变推力绝热/装药一体化结构，在该结构中，沿径向分布三种燃速的推进剂药柱，包括高燃速推进剂药柱7、中燃速推进剂药柱8和低燃速推进剂药柱9，通过燃烧可以提供三种不同的推力；

图3是使用本发明的方法增材制造成型的燃速沿轴向变化的多级变推力绝热/装药一体化结构，在该结构中，沿轴向分布三种燃速的推进剂药柱，包括高燃速推进剂药柱7、中燃速推进剂药柱8、低燃速推进剂药柱9，通过燃烧可以提供三种不同的推力；

图4是使用本发明的方法增材制造成型的燃速沿径向和轴向变化的多级变推力绝热/装药一体化结构，在该结构中，沿径向和轴向分布三种燃速的推进剂药柱，包括高燃速推进剂药柱7、中燃速推进剂药柱8、低燃速推进剂药柱9，通过燃烧可以提供三种不同的推力；

下面以三个具体的实施案例来说明采用上述的一种面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法制备多级变推力绝热/装药一体化结构的操作，具体如下：

实施例1

面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法，具体包括以下步骤：

1、固体火箭发动机需要三级推力，单次点火后推进剂药柱的燃速沿径向变化，复合固体推进剂药柱内燃面为圆形内孔，燃烧面沿径向退移，药柱外径为500mm、内径为10mm、长度为2000mm，沿着径向由内孔向外分布三种燃速的推进剂7、8、9，如图2中所示，高燃速推进剂7的燃速为10mm/s、中燃速推进剂8的燃速6mm/s、低燃速推进剂9的燃速2.5mm/s，高燃速推进剂7的燃烧时间为30s，中燃速推进剂8的燃烧时间为20s，低燃速推进剂9的燃烧时间为32s，高燃速推进剂7的燃层厚度为300mm，中燃速推进剂8的燃层厚度为120mm，低燃速推进剂9的燃层厚度为80mm，使用UG NX软件建立多级燃速的复合固体推进剂药柱三维模型，导出STL文件。

2、将STL文件导入Cura软件中，采用气动挤出式直写成形技术进行成型操作，喷嘴直径选用1.5mm，设置气压值为0.2MPa、初始层高为1mm、打印层高为1.2mm、填充路径为同心圆、填充密度为100％，将推进剂7的打印速度设置为8mm/s、推进剂8的打印速度设置为12mm/s、推进剂9的打印速度设置为15mm/s，导出Gcode文件，然后再导入直写成型设备中，等待打印。

3、推进剂的组分主要包括高氯酸铵、铝粉、光固化改性的端羟基聚丁二烯、卡托辛，按质量分数计，推进剂药浆的固相含量为85wt％，其中，高氯酸铵的质量为75wt％(粒径在100-200目的高氯酸铵的质量为50wt％，粒径在200-300目的高氯酸铵的质量为50wt％)，铝粉的质量为10wt％，光固化改性的端羟基聚丁二烯的质量为15wt％，在推进剂7中，卡托辛的质量为5wt％，在推进剂8中，卡托辛的质量为3wt％，在推进剂9中，不加入卡托辛，将以上组分混合均匀后，放入增材制造的储料筒内。绝热层的组分主要包括光固化改性的端羟基聚丁二烯、氧化铝纤维、磷酸三丁酯、二氧化硅粉末，按质量分数计，绝热层浆料的固相含量为70wt％，光固化改性的端羟基聚丁二烯的质量为30wt％，氧化铝纤维的质量为20wt％，磷酸三丁酯的质量为40wt％，二氧化硅粉末(粒径为40微米)的质量为10wt％，将以上组分混合均匀后，放入增材制造的储料筒内。

4、启动增材制造设备，开始打印，打开紫外光LED灯，推进剂和绝热层在沉积后固化，形状保持固定，采用层层堆积的方式，重复打印处理直至复合固体推进剂的结构打印完成。

5、从打印平台上取下加工件，整理实验仪器，关闭各个阀门，断电。

实施例2

与实施例1不同的是，在本实施例中，采用上述的一种面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法制备燃速沿轴向变化的推进剂药柱，具体流程如下：

1、固体火箭发动机需要三级推力，单次点火后推进剂药柱的燃速沿轴向变化，复合固体推进剂药柱的燃烧方式为端面燃烧，燃烧面沿轴向退移，药柱直径为500mm、长度为2000mm，沿着轴向由右向左分布三种燃速的推进剂7、8、9，如图2中所示，高燃速推进剂7的燃速为10mm/s、中燃速推进剂8的燃速6mm/s、低燃速推进剂9的燃速2.5mm/s，高燃速推进剂7的燃烧时间为30s，中燃速推进剂8的燃烧时间为20s，低燃速推进剂9的燃烧时间为32s，低燃速推进剂7的燃层厚度为300mm，中燃速推进剂8的燃层厚度为120mm，低燃速推进剂9的燃层厚度为80mm，使用UG NX软件建立多级燃速的复合固体推进剂药柱三维模型，导出STL文件。

2、将STL文件导入Cura软件中，采用气动挤出式直写成形技术进行成型操作，喷嘴直径选用1.5mm，设置气压值为0.2MPa、初始层高为1mm、打印层高为1.2mm、填充路径为同心圆、填充密度为100％，将推进剂7的打印速度设置为8mm/s、推进剂8的打印速度设置为12mm/s、推进剂9的打印速度设置为15mm/s，导出Gcode文件，然后再导入直写成型设备中，等待打印。

3、推进剂的组分主要包括高氯酸铵、铝粉、光固化改性的端羟基聚丁二烯、卡托辛，按质量分数计，推进剂药浆的固相含量为85wt％，其中，高氯酸铵的质量为75wt％(粒径在100-200目的高氯酸铵的质量为50wt％，粒径在200-300目的高氯酸铵的质量为50wt％)，铝粉的质量为10wt％，光固化改性的端羟基聚丁二烯的质量为15wt％，在推进剂7中，卡托辛的质量为5wt％，在推进剂8中，卡托辛的质量为3wt％，在推进剂9中，不加入卡托辛，将以上组分混合均匀后，放入增材制造的储料筒内。绝热层的组分主要包括光固化改性的端羟基聚丁二烯、氧化铝纤维、磷酸三丁酯、二氧化硅粉末，按质量分数计，绝热层浆料的固相含量为70wt％，光固化改性的端羟基聚丁二烯的质量为30wt％，氧化铝纤维的质量为20wt％，磷酸三丁酯的质量为40wt％，二氧化硅粉末(粒径为40微米)的质量为10wt％，将以上组分混合均匀后，放入增材制造的储料筒内。

4、启动增材制造设备，开始打印，打开紫外光LED灯，推进剂和绝热层在沉积后固化，形状保持固定，采用层层堆积的方式，重复打印处理直至复合固体推进剂的结构打印完成。

5、从打印平台上取下加工件，整理实验仪器，关闭各个阀门，断电。

实施例3

与实施例1和实施例2不同的是，在本实施例中，采用上述的一种面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法制备燃速沿径向和轴向变化的推进剂药柱，具体流程如下：

1、固体火箭发动机需要三级推力，单次点火后推进剂药柱的燃速变化分为两段，第一段沿径向变化，第二段沿轴向变化，复合固体推进剂药柱的燃烧面在第一段沿径向退移，第二段沿轴向退移，第一段药柱外径为500mm、内径为10mm、长度为2000mm，沿着径向由内孔向外分布三种燃速的推进剂7、8、9，如图2中所示，高燃速推进剂7的燃速为10mm/s、中燃速推进剂8的燃速6mm/s、低燃速推进剂9的燃速2.5mm/s，高燃速推进剂7的燃烧时间为30s，中燃速推进剂8的燃烧时间为20s，低燃速推进剂9的燃烧时间为32s，高燃速推进剂7的燃层厚度为300mm，中燃速推进剂8的燃层厚度为120mm，低燃速推进剂9的燃层厚度为80mm；第二段药柱直径为500mm、长度为2000mm，沿着轴向由右向左分布三种燃速的推进剂7、8、9，如图2中所示，高燃速推进剂7的燃速为10mm/s、中燃速推进剂8的燃速6mm/s、低燃速推进剂9的燃速2.5mm/s，高燃速推进剂7的燃烧时间为30s，中燃速推进剂8的燃烧时间为20s，低燃速推进剂9的燃烧时间为32s，低燃速推进剂7的燃层厚度为300mm，中燃速推进剂8的燃层厚度为120mm，低燃速推进剂9的燃层厚度为80mm，使用UG NX软件建立多级燃速的复合固体推进剂药柱三维模型，导出STL文件。

2、将STL文件导入Cura软件中，采用气动挤出式直写成形技术进行成型操作，喷嘴直径选用1.5mm，设置气压值为0.2MPa、初始层高为1mm、打印层高为1.2mm、填充路径为同心圆、填充密度为100％，将推进剂7的打印速度设置为8mm/s、推进剂8的打印速度设置为12mm/s、推进剂9的打印速度设置为15mm/s，导出Gcode文件，然后再导入直写成型设备中，等待打印。

3、推进剂的组分主要包括高氯酸铵、铝粉、光固化改性的端羟基聚丁二烯、卡托辛，按质量分数计，推进剂药浆的固相含量为85wt％，其中，高氯酸铵的质量为75wt％(粒径在100-200目的高氯酸铵的质量为50wt％，粒径在200-300目的高氯酸铵的质量为50wt％)，铝粉的质量为10wt％，光固化改性的端羟基聚丁二烯的质量为15wt％，在推进剂7中，卡托辛的质量为5wt％，在推进剂8中，卡托辛的质量为3wt％，在推进剂9中，不加入卡托辛，将以上组分混合均匀后，放入增材制造的储料筒内。绝热层的组分主要包括光固化改性的端羟基聚丁二烯、氧化铝纤维、磷酸三丁酯、二氧化硅粉末，按质量分数计，绝热层浆料的固相含量为70wt％，光固化改性的端羟基聚丁二烯的质量为30wt％，氧化铝纤维的质量为20wt％，磷酸三丁酯的质量为40wt％，二氧化硅粉末(粒径为40微米)的质量为10wt％，将以上组分混合均匀后，放入增材制造的储料筒内。

4、启动增材制造设备，开始打印，打开紫外光LED灯，推进剂和绝热层在沉积后固化，形状保持固定，采用层层堆积的方式，重复打印处理直至复合固体推进剂的结构打印完成。

5、从打印平台上取下加工件，整理实验仪器，关闭各个阀门，断电。

综上所述，本发明基于直写成型技术提出多级变推力固体火箭发动机绝热/装药一体化增材制造方法，采用多喷头打印沿发动机轴向或径向分布的具有不同燃速推进剂药柱，其目的在于制造出满足为固体火箭发动机的推力提供宽裕度的调节范围。这种增材制造方法制备的推进剂药柱在相应的物理空间上存在着不同的氧化剂粒度和粒度级配、不同的金属燃料和氧化剂的成分配比和不同含量的燃烧催化剂，其在燃烧过程中为固体火箭发动机提供不同的推力。因此本发明的工艺可以有效地实现固体火箭发动机的多次启动运行和变推力工作的制造，提升固体火箭发动机性能。

以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法，其特征在于，包括：利用增材制造技术成型燃速随着物理空间连续/断续变化的推进剂，通过在相邻的推进剂之间增材制造绝热层的可控分布以形成独立的物理隔离空间作为燃烧室，成形的推进剂药柱在燃烧过程中具有启停功能；

绝热层作为能量管理作用结构，在药柱燃烧过程中起到中断燃烧作用，嵌入在推进剂药柱中，将不同燃速的推进剂在空间位置上进行物料隔离，实现固体火箭发动机的多次启停；

包括以下步骤：

S1：根据固体火箭发动机的推力级数和推力变化曲线，设计不同燃速推进剂物理空间分布方式，设计待制造的固体推进剂进行结构，并建立固体推进剂三维模型；燃速随着物理空间连续/断续变化的推进剂的变化方式包括沿轴向变化、沿径向变化，或者同时沿着轴向和径向变化；

S2：切片分层处理固体推进剂三维模型，设置工艺参数，将适合进行单层成形的二维数据导出的增材设备专用的接口文件导入增材制造装置；

S3：采用多材料增材制造工艺打印固体推进剂三维模型，在打印过程中，在划分的物理空间内打印不同属性的物料，采用层层叠加的方式，直至完成待加工的固体推进剂的成形制造。

2.根据权利要求1所述的面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法，其特征在于，所述的增材制造技术采用挤出成型技术。

3.根据权利要求2所述的面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法，其特征在于，所述的挤出成型技术为螺杆挤出成型技术、气动挤出成型技术或柱塞挤出成型技术。

4.根据权利要求1所述的面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法，其特征在于，在打印过程中，多材料增材制造工艺的实现方式采用多喷头交替打印或单喷头连续计量进料打印。

5.根据权利要求1所述的面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法，其特征在于，S2中所述增材设备专用的接口文件包括Gcode文件。

6.根据权利要求1所述的面向固体火箭发动机的绝热/装药一体化增材制造方法，其特征在于，固体推进剂为复合固体推进剂，其燃速能够通过以下方法中的一种或几种进行调节：

1)选用不同种类的氧化剂；2)加入不同固相含量的氧化剂；3)对于同一种氧化剂，选用不同粒径大小的氧化剂；4)对同一种氧化剂进行粒径级配；5)加入燃烧催化剂或降速剂。

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