CN114311656A - 一种基于3d打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法，属于固体火箭发动机制造技术领域，本发明基于增材制造技术提出异型高燃速芯模/推进剂药柱一体化结构的制备方法，利用增材制造技术成形制备异型高燃速芯模，其目的在于成形制备高燃速的推进剂，为固体火箭发动机提供瞬时大推力。在本发明中，异型高燃速芯模是由推进剂药浆成形制备，本身具有可燃烧、高燃速的特性，提高固体火箭发动机装填比，提升固体火箭发动机推力，由增材制造方法成形制备，该方法实现复杂结构芯模的制造，提升燃面结构设计裕度。

Description

一种基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法

技术领域

本发明属于固体火箭发动机制造技术领域，具体涉及一种基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法。

背景技术

高性能的导弹武器要求固体火箭发动机具有优异的推力调控能力，这使得复合固体推进剂药柱内燃面具有复杂结构。但是在复合固体推进剂传统浇铸法制造工艺中，内燃面的结构取决于芯模，虽然通过在芯模表面涂敷石蜡或制备其他涂层会降低脱模工艺，但是在制造复杂结构内燃面药柱时存在以下局限性：一，在脱模工艺中，取出复杂结构芯模的难度大；二、脱模工艺会破坏内燃面的表面完整性；三、后续的整形工序存在很大的安全隐患，这些局限性限制推进剂内燃面的复杂度设计，无法进一步提升能量管理能力，不能实现固体火箭发动机推力的精细化控制，制约固体火箭发动机性能的上升裕度。

发明内容

为了克服上述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法。

为了达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

本发明公开了一种基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法，包括以下步骤：

S1：根据固体火箭发动机在实现特定弹道性能时所需的推力冲量，计算复合固体推进剂药柱质量，根据固体火箭发动机工作时间和复合固体推进剂的燃速设计推进剂药柱的总燃层厚度，根据推力时间曲线和复合固体推进剂的燃速设计药柱的内燃面，进而设计异型高燃速型模的外表面形状和内部结构；

S2：对异型高燃速型模的结构进行三维建模，分层切片处理异型高燃速型模三维模型，设置成形路径和工艺参数，将适合进行单层成形的二维数据导出的格式文件导入增材制造装置中，采用层层叠加的方式逐层打印，打印过程中，对浆料经过固化处理，或打印完成后对素坯进行整体固化处理，最终得到具有一定强度的异型高燃速型模；

S3：异型高燃速型模被固定在固体火箭发动机壳体内，采用浇铸法向型模与壳体之间的物理空间中浇铸复合固体推进剂药浆，固化后形成整体的推进剂药柱。

优选地，复合固体推进剂具有以下工作过程：点燃异型高燃速型模后，经过快速燃烧后，暴露出推进剂药柱内按需设计的复杂结构内燃面。

优选地，异型高燃速型模无法通过脱模工艺脱出，其结构为复杂结构，包括但不限于三维螺旋型、腰鼓型或飞翼型等复杂结构，其二维截面形状包括但不限于圆形、星型、车轮型、三维螺旋、锁型或梅花型。

优选地，异型高燃速型模内部是多孔栅格结构，该结构的特点是在燃速过程中速度快、时间短。

优选地，S2中，用到的增材制造方法包括但不限于直写成型技术、通过光固化快速成形技术或熔融沉积技术。

进一步优选地，直写成型技术包括但不限于螺杆挤出成型技术、气动挤出成型技术或柱塞挤出成型技术；光固化快速成型技术包括但不限于SLA或DLP。

优选地，S2中，固化处理的方式包括光固化处理、热固化处理，或者光固化和热固化同时使用。

优选地，S3中，所述浇铸法包括插管浇铸法、真空浇铸法、底部浇铸法和气压插管浇铸法。

优选地，异型高燃速型模的组分包括氧化剂、金属燃料、粘合剂、助剂，其中氧化剂包括但不限于以高氯酸铵为代表的高氯酸盐和以硝酸铵为代表的硝酸盐，金属燃料包括但不限于铝粉、硼粉和镁粉，粘合剂包括但不限于具有热固性的聚硫橡胶、聚氨酯粘合剂、聚丁二烯粘合剂、硝酸酯增塑的聚醚粘合剂、和具有光固化性质的光敏树脂、改性端羧基聚丁二烯、改性端羟基聚丁二烯、聚氨酯丙烯酸酯，助剂主要包括增塑剂、固化剂、交联剂、燃烧催化剂等。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

本发明以固体火箭发动机为对象，将增材制造技术与传统浇铸法制造工艺结合，将异型高燃速型模与推进剂药柱融为一体化结构。通过本方法制备的复合固体推进剂被点燃后，经过异型高燃速型模快速燃烧，暴露出推进剂药柱的复杂结构内燃面。本发明不仅能够制造具有复杂结构的内燃面复杂推进剂药柱，实现推进剂能量有序释放，提升能量管理能力，从而解决固体火箭发动机推力精细化控制难度大的问题，而且兼具浇铸法生产效率高的优势。本发明的具体创新点体现在：

1.由推进剂组分制备异型高燃速型模，具有可燃烧、高燃速的特性，间接地提高固体火箭发动机装填比，提升固体火箭发动机推力；

2.本方法能够成型传统浇铸法制造工艺无法实现的复杂内燃面结构，兼具浇铸法生产效率高的优点，对于大型固体火箭发动机，优势更明显。

附图说明

图1为本发明的成形制备异型高燃速芯模的增材制造装置结构示意图。

图2为本发明的异型高燃速芯模横截面结构示意图。

图3为本发明的异型高燃速芯模/推进剂药柱一体化结构浇铸工艺示意图。

其中：1-推进剂打印喷头；2-推进剂料筒；3-LED紫外固化灯；4-成形平台；5-异型高燃速芯模；6-推进剂药浆；7-固体火箭发动机壳体。

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：

异型高燃速型模是使用增材制造的方法成型出的异型结构件，成型后作为复合固体推进剂的一部分，可以燃烧，能够提供高燃速，提升载荷比。

采用上述的基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法，具体实施流程如下：

步骤1、打印前，设计异型高燃速型模结构，本实施例中复合固体推进剂的燃速为30mm/s，异型高燃速型模的二维横截面是梅花形状(异型指的是三维立体上的异型，图1所示的螺旋形内燃面结构是一种异型案例)，芯模总长度是1000mm，芯模外径是200mm，内圆弧顶半径是2mm，内圆弧根半径是2mm，特征长度(特征长度是指芯模内圆弧圆心与芯模外圆圆心的距离)为10mm，如图2中所示异型高燃速芯模。使用UG NX软件对异型高燃速型模结构进行建模，导出STL文件。

步骤2、本实施例中使用气动挤出直写成型异型高燃速型模，在Cura软件中对STL文件进行分层处理并设置喷嘴为1.5mm、初始层厚为1mm、打印层厚为1.2mm、打印速度为12mm/s、气压值为0.2MPa、直线填充、填充率为100％、壁厚为三层等工艺参数，导出Gcode文件，将Gcode文件导入增材制造设备，

步骤3、复合固体推进剂组分主要包括高氯酸铵、铝粉、聚氨酯丙烯酸酯/端羟基聚丁二烯和光引发剂1173/异氰酸酯，用于增材制造的推进剂药浆的固相含量为85wt％，按质量计，高氯酸铵为75wt％，其中100-200目占50wt％、200-300目占25wt％，铝粉的固相含量为10wt％，聚氨酯丙烯酸酯占15wt％，光引发剂1173的质量是聚氨酯丙烯酸酯的3wt％，用于浇铸法的推进剂药浆的固相含量为90wt％，按质量计，高氯酸铵为80wt％，其中100-200目占54wt％、200-300目占26wt％，铝粉的固相含量为10wt％，端羟基聚丁二烯占15wt％，异氰酸酯的质量是聚氨酯丙烯酸酯的8wt％，混合均匀后，将推进剂药浆放入增材制造装置中，准备成形。

步骤4、打印机喷头开始工作，通过层层叠加的方式打印出设计形状的异型高燃速型模，喷头开始打印时，开启LED紫外固化灯，其200mW/cm²功率为对沉积的药浆进行光固化定型。

重复该步骤操作以此往复，直至完成异型高燃速型模的成形。

步骤5、从增材制造设备中取出异型高燃速型模，固定在固体火箭发动机壳体7内的中心位置，在真空度为0.02MPa的环境下将推进剂药浆浇铸到发动机壳体内，放入烘箱进行热固化，设定烘箱为70℃，固化时间为10天。浇铸工艺如图3所示。

步骤6、取出异型高燃速芯模/推进剂药柱一体化复合固体推进剂，整理设备，关闭各个阀门，断电。

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 (8)

1.一种基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：根据固体火箭发动机在实现特定弹道性能时所需的推力冲量，计算复合固体推进剂药柱质量，根据固体火箭发动机工作时间和复合固体推进剂的燃速设计推进剂药柱的总燃层厚度，根据推力时间曲线和复合固体推进剂的燃速设计药柱的内燃面，进而设计异型高燃速型模的外表面形状和内部结构；

S2：对异型高燃速型模的结构进行三维建模，分层切片处理异型高燃速型模三维模型，设置成形路径和工艺参数，将适合进行单层成形的二维数据导出的格式文件导入增材制造装置中，采用层层叠加的方式逐层打印，打印过程中，对浆料经过固化处理，或打印完成后对素坯进行整体固化处理，最终得到具有一定强度的异型高燃速型模；

S3：异型高燃速型模被固定在固体火箭发动机壳体内，采用浇铸法向型模与壳体之间的物理空间中浇铸复合固体推进剂药浆，固化后形成整体的推进剂药柱。

2.根据权利要求1所述的基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法，其特征在于，复合固体推进剂具有以下工作过程：点燃异型高燃速型模后，经过快速燃烧后，暴露出推进剂药柱内按需设计的复杂结构内燃面。

3.根据权利要求1所述的基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法，其特征在于，异型高燃速型模的结构为复杂结构，采用三维螺旋型、腰鼓型或飞翼型等复杂结构，其二维截面形状为圆形、星型、车轮型、三维螺旋、锁型或梅花型。

4.根据权利要求1所述的基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法，其特征在于，异型高燃速型模内部是多孔栅格结构。

5.根据权利要求1所述的基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法，其特征在于，S2中，用到的增材制造方法包括直写成型技术、通过光固化快速成形技术或熔融沉积技术。

6.根据权利要求5所述的基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法，其特征在于，直写成型技术包括螺杆挤出成型技术、气动挤出成型技术或柱塞挤出成型技术；光固化快速成型技术包括SLA或DLP。

7.根据权利要求1所述的基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法，其特征在于，S2中，固化处理的方式包括光固化处理、热固化处理，或者光固化和热固化同时使用。

8.根据权利要求1所述的基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法，其特征在于，S3中，所述浇铸法包括插管浇铸法、真空浇铸法、底部浇铸法和气压插管浇铸法。

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