火箭发动机用的弹性体化酚醛树脂烧蚀性隔热物的制作方法

专利名称：火箭发动机用的弹性体化酚醛树脂烧蚀性隔热物的制作方法
技术领域：
本发明总的来说涉及，用来在燃料燃烧期间将结构与产生的高温和高压力进行隔离的材料和方法。本发明尤其适于将结构进行上述的隔离，这些结构包括而不局限于火箭发动机，例如用于航天工业的固体推进剂火箭发动机的圆顶结构、喷口结构和点火器结构。
背景技术：
固体推进剂火箭发动机在发动机的尾端有一个中心孔和/或空腔，在其中固体推进剂的燃烧产物流动并流过喷口的喉管。燃烧发生于推进剂和形成的燃烧产物的表面，通过喉管后，膨胀并从位于发动机最尾端的喷口的圆锥形出口喷出。当燃烧产物经过喷口的圆锥形出口时，燃烧产物在火箭发动机内从高压下的亚音速加速到环境压力下的超音速。燃烧产物被加速并从火箭发动机喷出的非常高的速度，为推进装有火箭发动机的飞行物或宇宙航天器提供必需的推动力。
尾部敞开的固体推进剂火箭发动机一般在发动机的尾端有个很大的空腔，称为尾部圆顶。尾部敞开的结构是用来使用来在火箭发动机内形成推进剂粒子的内部几何形状的模具的后退方便而容易地进行。有了尾部敞开的火箭发动机，燃烧产物在离开喷口之前，能以91m/s(300英尺/秒)以上的速度直接冲击尾部圆顶。
因为推进剂燃料燃烧产生的高温和高压力，一般为2760℃(5000°F)和10,341KPa(1500psi)，所以必需为这样的火箭发动机圆顶和发动机的其他部件和部分的内表面，提供能够承受高速气体和燃料氧化的或部分燃烧的微粒的冲击的隔热材料。尾部圆顶的结构一般由铝、合金钢、纤维-树脂复合物制成，如果直接暴露于高速高温的燃烧气体和氧化微粒就会断裂。隔热材料也用于包围并保护紧邻发动机的周围区域免受推进剂燃料快速燃烧所产生的大量热的影响。这样，隔热材料就不仅必须能够承受高速气体和对隔热材料具有很大磨蚀性的微粒的冲击，而且也必须能够经受火箭发动机点火时的高温和高压。
火箭发动机有圆锥形喷口，它导向燃烧气体离开发动机和航天器。这样的圆锥形出口能够是固定类型的圆锥体，它一般固定地安装到尾部，或圆顶的后部。另外，而且常见的是，圆锥形出口的角度能是可变化的，或者是可导向类型圆锥，它可由枢轴安装到圆顶的尾部部分，使得圆锥形出口能在选出的范围内有角度地运动，进行导向，或者导航装有发动机的航天器，可使飞行器的方向更容易控制。一般，可导向类型喷口的圆锥形出口能在0-10°范围内进行导向。圆锥形出口，不论是固定类型的或者可导向类型一般都直接连到圆顶的尾部，而且常常对于发动机的中线或纵轴倾斜一预定的角度。当发动机构造成搭接式助推火箭为主或中心宇宙航天器提供增大的发射能量时尤其是这样。对于发动机的中线或纵轴的倾斜角常常采用高达10°的倾斜角。但是，必要时也可以使用其他的倾斜角。在有多个助推火箭的航天器内此倾斜角常常是必需的，而且需要用来将喷出的火焰导向离开航天器的中线，以避免航天器自身或者安装的相邻发动机过热或灼伤。
这样，必须构造尾部敞开的火箭发动机的圆顶和位于于圆顶内部的隔热物，以便使发动机的圆锥形出口倾斜个预定角和/或在一预定角度范围内可以导向。当气体通过喷口喉管离开时，倾斜和/或以给定的角度持续导向会导致尾部圆顶内碳增多。由于更为复杂的切削加工、额外的工作量或材料碎屑等问题，喷口倾斜也使制造成本增大。
本领域以前采用的圆顶，一般由预定的金属合金制成，其中两个或多个预形成的带包绕成的碳酚醛隔热物的环连续地粘合到圆顶内部的部位，形成隔热的屏障。在过去，由于厚度增大和带包绕成的碳酚醛树脂隔热物能够承受燃烧产物直接冲击到尾部敞开的尾部圆顶造成的机械的和热的磨蚀，使用它可以使惯性重量最小。为了装入圆顶内的合适位置，由于直径依次增大，几何形状复杂，每个这样的环通常都分别制造。从发动机尾部或喷口端向前看，或从圆锥形出口朝推进剂燃料进行燃烧的圆顶看，中空圆顶的直径同样是增大的。
为了更好地理解和明白本发明，可以参看安装在尾部敞开的固体推进剂火箭发动机的圆顶内的示范性的现有技术隔热物，如


图1和2所示。
图1示出了有固定类型圆锥形出口的发动机的尾部敞开的圆顶和喷口。图2示出了有可导向类型圆锥形出口的发动机的尾部敞开的圆顶和喷口。
具体地看，
图1所示的发动机2有一个圆顶壳10，它通常包围着一个敞开的圆顶区4和喷口喉管区6，而且有圆锥形出口壳22，它通常包围着圆锥形出口区8。圆顶壳10一般是由预定的金属合金制成的壳，包括凸缘部分26，便于使圆顶密封并固定到发动机室外壳(未示出)上。圆锥形出口壳22也一般由金属合金制成，圆锥形出口隔热衬24一般由带包绕成的碳纤维/酚醛树脂复合材料制成。圆顶为了能使圆锥形出口22从发动机的水平纵向中线延伸而必须形成的倾斜或者角度表示为角α。如上所述，角α的范围能够是0-10°，但是α也能够是任何合适的角度。
如
图1所示，喷口喉管区6由整体的喉管入口(ITE)18所界定，该喉管入口18一般由三向或者四向带包绕成的碳-碳复合材料形成，由喷口喉管隔热物20在外部支撑，该喷口喉管隔热物20一般由单向带包绕成的碳纤维/酚醛材料形成。
从
图1也可以看出，圆顶区4由尾部圆顶隔热物14所界定，该尾部圆顶隔热物14从圆顶壳10更靠后的尾部部分伸至整体喉管入口18。前圆顶隔热物16与尾部隔热物14在结合界面15连接，并隔热地将壳10在结合界面15向前连接至凸缘26。位于隔热物14和16后面，因此在隔热物14和15与圆顶壳10内表面之间有一切变层12。切变层12一般由含二氧化硅粉或者芳族聚酰胺纤维(例如KevIar材料制成的纤维)的弹性材料和可固化聚合物例如乙烯丙烯二烯单体(EPDM)形成，可购自许多供应商。切变层12在火箭发动机点火时，在略硬的圆顶隔热物14和16与圆顶壳10内表面之间提供缓冲。
圆顶壳10、切变层12、尾部圆顶隔热物14和前圆顶隔热物16的结构通常如下所述。切变层12一般是切割并修整成贴合圆顶壳10内表面的合适尺寸和形状的压延片，手工放置到圆顶壳10的基本整个内表面上。购自LordCorp.的粘合体系例如Chemlok205底涂料和Chemlok236粘合剂，用来保证切变层和圆顶壳10内表面之间的合适粘合。当切变层12合适地放置并修整成适合圆顶壳10的内部轮廓后，切变层和圆顶壳就抽真空装入袋内，然后在高压釜中固化，使切变层12粘合到圆顶壳10的内表面上。这样固化以后，将切变层露出的表面切削加工成适于接受将粘合上去的隔热材料的最终轮廓和表面光洁度。
圆顶隔热物14和16都根据已知的现有材料和方法制成，首先是将一条含有用例如酚醛树脂浸渍的碳化人造纤维的带放置或包绕一根具有与各隔热物内表面对应的预定轮廓和尺寸的成形轴而形成。这样的带或带包绕成的材料通常在现有技术中称为带包绕成的碳酚醛树脂复合物材料。这样的带包绕成的碳酚醛材料制造困难，而且购买日益困难，这是由于现有的供货商停止制造这种材料的亚部件，或者不再进行经营。这种前体带起始由North AmericanRayon Corp(NARC)制造，它是North American Rockwell Corp.的纤维制造分部，已经停止了经营。纤维带，当碳化和用酚醛树脂浸渍(纤维产品号MX4926)后，出售价格高于US$100.00/磅(US$200/kg)。但是目前没有美国制造商生产这种带。当NARC宣布计划停止生产前体纤维时，许多公司就购买并囤积了多年的碳纤维前体产品。另外，人造纤维是购自CYDSA Corporation，它是个以墨西哥为基地的供货商，它尚没有进行代理资格的检验和认证，以便被批准为该行业内经认证的供货商。但是，一旦得到合适和合格的人造纤维后，它就必须首先织成布或带，还必须用一技术精良的碳化设备(它往往难以安放)进行碳化，然后才用酚醛树脂浸渍。这样的树脂或购自Borden Corp.产品号为SC1-008，或购自Ashland Chemical Corp.产品号为91LD。过去用酚醛树脂浸渍碳纤维的设备是明尼苏达州Winona的Fiberite Corp.供应的。但是；在实际操作中，很难协调并保证这种碳树脂复合材料可合适地制出以便提供质量合适的最终产品。
使用另一种碳化的纤维前体即聚丙烯腈(PAN)的努力尚未成功，尽管它有优良的耐磨蚀性和足够的热性能。PAN纤维织成带和用酚醛树脂浸渍后，力学性能很差(即层间斜交度低，剪切强度差)。
当碳纤维碳化并用酚醛树脂浸渍后，将它先包住各尺寸合适的成形轴，形成隔热物预制品14和16，再抽真空装入袋内，然后进行高压釜固化。在高压釜中固化或在液压釜中固化后，已成形的尺寸合适的隔热物14和16就从成形轴上取下。之后用其机械切削出中空的碗状隔热物，以便使该隔热物的后表面或外表面，具有与预先安装上切变多层12的圆顶壳10的轮廓相配。另外，一些结合界面，例如
图1所示的结合界面15和19要进行机械切削，以便具有在圆顶壳10内与相邻隔热物邻按上去的合适表面。切削加工方法在加工时间、熟练劳动力和要去除的材料量方面都是成本很大的。在构造尾部隔热物14方面，该加工费用更大，因为所述尾部隔热物14为了形成要能使喷口喉管区6和圆锥形出口区8倾斜在一选定的角度α的最终轮廓，就必须进行大量的切削。观察了
图1圆顶区4的下部后，可见直径较大的隔热物16通常相对于发动机的纵向中线对称。但是，为了使由整体喉管入口18界定的喷口6和由圆锥形出口22和衬24界定的圆锥形出口区8向下延伸形成所需要的倾斜角度α，直径较小的隔热物14相对于纵向中线是非对称的。该隔热物14的非对称结构需要从隔热物14的预制品加工掉大量材料，因为为了使树脂浸渍的碳纤维带合适地包绕到轴上，预制品开始仅能是形成为对称的。也就是说，隔热物14必得首先制成对称的中空碗形，没有中心。接着，为了形成具有必要倾斜角构型，以便与圆顶壳10和已安装的切变层12的内部相配的隔热物，就必须通过昂贵而困难的多轴切削去除预制品碗的大部分后部(高达初始材料的50％)。
圆顶隔热物14和16的各结合界面和后部进行了切削加工后，隔热物14首先安装并粘合在圆顶10的切变层12的内表面上，与着体喉管入口18纵向相连。一种结构性环氧粘合剂例如与购自加利弗尼亚州Pittsburgh的Hysol-Dexter的EA-934NA或EA-9394，一般用来将隔热物14粘合到切变层12上，并粘合在隔热物14后边和整体喉管入口18的前边之间的界面。当隔热物14被放入圆顶壳10内的位置后，就将直径较大的隔热物16安装并粘合到切变层12的余下露出部分上，并顶住尾部隔热物14的前边，形成在隔热物14和16的两个结合边之间的粘合界面15，也称为第二粘合线。一般相同的环氧粘合剂例如上述的EA-934NA，或EA-9394，也用作粘合隔热物16的后边与切变层12向内的表面以及隔热物16的后边和隔热物14的前边之间的粘合界面15处的粘合剂。圆顶隔热物14和16完全固化并粘合到预先粘合在圆顶壳10内的切变层12上。最后，圆顶隔热物14和16的内表面被切削成圆顶区4应具有的最终轮廓和表面光洁度。之后，完成的圆顶组合件就可备用作为火箭发动机的主要亚部件进行安装，然后火箭发动机的其他部件包括圆锥形出口组合件22/24就可以固定上去。
下面参看附图中的图2，它显示了有可导向类型或可移动圆锥形出口的尾部敞开的火箭发动机32。发动机32有圆顶区34，由有三个圆顶隔热物的圆顶壳40构成，所述三个隔热物分别称为尾部隔热物44、中隔热物46和前隔热物48。发动机32还有一个整体的喉管入口50和喉管支撑隔热物52。位于喉管区外周的是一个枢轴机构，它能使圆锥形出口组合件54/56在预定的角度内转动。与
图1所示的发动机2一样，具有凸缘部分60的圆顶壳40一般由金属合金形成，并构造成能使喷口喉管区36和圆锥形出口区38相对于发动机32的纵向中线倾斜一个预定的角度α。与仅有两个圆顶隔热物粘合到发动机2圆顶壳内的切变层12相比，除了有三个圆顶隔热物44，46和48，例如在结合界面45和47以尾-尾连接方式定位，而且这三个圆顶隔热物44，46和48粘合到切变层42(所述切变层42粘合在发动机32的圆顶壳40内)的内表面以外，上述在圆顶壳40内构造和安装切变层42和圆顶隔热物44，46，和48的材料和步骤基本上与
图1发动机的切变层12和圆顶隔热物14和16相同。与
图1所示发动机的非对称尾部圆顶隔热物16一样，图2所示的发动机的非对称尾部圆顶隔热物44也必须进行大量的多轴切削加工，以便让是隔热物44可合适地构造成能适应喷口喉管区36和圆锥形出口区38的倾斜角。但是，因为优选的是三个圆顶隔热物，(如果不是需要的话)，以便将发动机设计成有倾斜的和/或可导向类型的圆锥形出口，所以会成比例地增大制造、劳动力、和材料废料率的成本。
在尾部封闭的火箭发动机中，推进剂燃料填充了大部分尾部圆顶空腔，所以与上面
图1和2所示的“尾部敞开”发动机形状相比，形成了“尾部封闭”发动机形状。在尾部封闭的火箭发动机中，推进剂燃料直接粘合到隔热材料和/或弹性衬上，或消除应力的活叶上，而后者又粘合到隔热材料上。过去用来隔离火箭发动机室，以形成结合入尾部封闭火箭发动机的结构内部隔离的材料如表1-1所示，该表是海军非保密部门的数据表，其名称为“模塑合物、橡胶、丁腈橡胶，含酚醛树脂与硼酸、其混合”，1966年10月13日第一次修订，1967年9月21日第二次修改。为了方便，这样的表如表1所示表1(现有技术)组分 重量份(PBW)Hycar1051(丁腈弹性体)100BKR2620(酚醛树脂)120硼酸(粉状) 80硬脂酸 2TMTD(二硫化四甲基福美联) 3氧化锌 5注所有组分都在混合之前称重，每种组分的容许误差为±2％。
橡胶的含量一般以重量份(PBW)表示。配制物的可硫化橡胶部分(在此情形下是Hycar1051)人为地规定为100PBW，所有其他组分都以相对于100PBW可硫化橡胶的PBW表示。
制备现有技术模塑混合物所需的上述各组分是购买的，而且混合这些组分的方法也在上述数据表中有描述，其内容参考结合于此。对由上述模塑混合物制成的隔热材料进行了特别设计、测试并被批准用作尾部封闭发动机内的隔热材料，其中所述隔热材料需要具有特殊的与要粘合上去的推进剂燃料相容的性能。此外，在现有技术中已知，该模制混合物已经用来形成喷口固定的壳隔热物，与图6所示的隔热物182相同，而且在海军非保密部门关于Poseidon C3 Propulsion Test Program(文件号SH050-A2A01HTJ，报告号10，日期7月1日，1971)的第二部分有说明。表1所列的现有技术材料用作Poseidon第二阶段发动机设计的固定壳隔热物。起始设计、测试并被批准用于尾部封闭发动机的材料，例如如表1中所示，一般没有就其在尾部敞开的发动机的使用进行研究，这是因为尾部封闭与尾部敞开的发动机有不同的设计限制。表1所示的材料，当用于尾部封闭的火箭发动机结构中时，就要严密控制预点火环境，而且发动机点火温度要限制在21℃(70°F)以上，这是因为担心其在低温下的应变能力。
对于本发明，尾部敞开发动机的点火环境为-1.1℃-37.8℃(30°F-100°F)。尾部敞开火箭发动机的尾部圆顶通常有的苛刻热-机械磨蚀环境要求隔热物厚度增大，由此增加了固定重量，才能充分保护尾部圆顶结构。对于有优良耐磨蚀性的弹性体材料，例如材料如表1所示的材料，批料和产品重现性和一致性问题以及制造中的缺陷(空隙)和隔热物由于老化而开裂的这些问题，都被认为风险很大，不适于尾部敞开的火箭发动机的制造程序。
下述文献是关于现有技术中已知的火箭发动机隔热物的例子授予Junior等人的美国专利4,492,779，名称为“用作火箭发动机隔热物的芳族聚酰胺聚合物和粉状填料增强的弹性体组合物”，它涉及使用含有芳族聚酰胺纤维、粉状填料和可硫化弹性体组合物的组合物对固体推进剂火箭发动机进行隔热的方法；授予Junior等人的美国专利4,600,732，名称为“用作火箭发动机隔热物的聚苯并咪唑聚合物和粉状填料增强的弹性体组合物”，它涉及弹性体组合物聚苯并咪唑聚合物纤维、粉状填料和可硫化弹性体组合物；
授予Gerrish Jr.等人的美国专利4,458,595，名称为“烧蚀衬”，它涉及一种尾部燃烧火箭发动机，该发动机有第一层聚硅氧烷橡胶和第二层烧蚀衬，所述烧蚀衬放在火箭发动机壳与推进剂微粒之间；授予Rogowaski等人的美国专利4956,397，名称为“含有可硫化弹性体和用酚醛环氧树脂或可熔酚醛处理的纤维素的粘合促进剂的固体火箭发动机用的隔热衬”，它涉及含有可硫化弹性体组合物、粉状填料和纤维素粘合促进剂的固体火箭发动机用隔热衬。
另外，本发明的发明人还知道下述美国专利授予Guillot的美国专利5,352,212，名称为“对火箭发动机进行隔热的方法”，它涉及含有热塑性液晶聚合物、纤维和微粒填料的隔热组合物；授予Guillot的美国专利5,399,599，名称为“低温用途的火箭发动机的热塑性弹性体内隔热物”，它涉及含有热塑性弹性体、无机磷化合物，多元醇、聚硅氧烷树脂和短纤维的隔热物的组合物；授予Guillot的美国专利5,498,649，名称为“火箭发动机用的低密度热塑性弹性体隔热物”，它涉及含有热塑性弹性体、马来酸酐改性的EPDM、仔细选用的填料和短纤维的隔热组合物；授予Hartwell，等人的美国专利5,762,746，名称为“内隔热推进剂燃烧室的方法”，它涉及含有多磷氮烯(polyphosazene)聚合物和有机纤维填料的组合物。
由此，能够明白，本行业内就需要这样的隔热材料，它含有这样一些成分，与先前已知的材料和方法相比，这些成分能容易和经济地获得，而且易于形成，能更有效和成本更合算地粘合到所选用的火箭发动机的结构内。
还能够明白，本行业内需要这样的隔热材料，它能经受在火箭发动机内推进剂燃料燃烧中所产生的高温、高压和高微粒速度，用来保护圆顶结构和相邻的发动机部件和航天器，而不致增大惯性重量的负担。本行业内的另一种需要是能够制造要位于所选用的火箭发动机结构和部件内的隔热物，尤其是非对称构型的隔热物，同时能将预形成这种隔热物所需的步骤数目和复杂性减至最少。此外，还需要将制造这种隔热物的材料废弃量减至最少，并将制造这种隔热物所需的难度和昂贵的多轴切削加工减至最少。
本行业内还需要这样的隔热材料，它有特殊的烧蚀质量和热膨胀系数，和尤其适于对尾部敞开火箭发动机的某些部件进行隔热的应变模量，而且与先前已知的隔热材料相比，它能够以非常低的成本得到。
本行业内又需要这样的隔热材料，它具有良好的老化特性，因为制造了所述隔热物，会经过好几年以后装入该隔热物的火箭发动机才实际点火，因此，本行业就会由于隔热材料老化性能的提高而获益。
本行业内还需要这样的有效隔热材料，形成这种隔热材料的混合物时容易混合，组分分散均匀，而且可重复地提供质量高且一致的隔热制品。
发明的内容本发明提供一种对其至少一个表面上面置有烧蚀性隔热材料的火箭发动机结构进行隔热的方法。该方法包括设置至少一层可固化的烧蚀性隔热材料在所选结构的至少一个表面上。该隔热材料通常由可硫化橡胶、阻燃剂例如硼酸锌、酚醛树脂和固化物系形成，而且其中还可含有增强纤维。该方法优选包括采用由包含而不局限于下述成分的混合物形成的隔热材料丁腈橡胶、硼酸锌、酚醛树脂、氧化锌、二硫化四甲基福美联和硬脂酸。该隔热材料还可以含有支撑性或增强性纤维或者纤维组分例如芳族聚酰胺纤维，棉纤维(纤维素纤维)，剑麻纤维，聚苯并咪唑纤维，玻璃棉纤维，尼龙纤维，聚酯纤维或者碳纤维。该方法也包括固化至少一层设置在至少一个表面上的可固化烧蚀性隔热材料。
本发明还提供一种烧蚀性隔热弹性体化酚醛树脂材料用的组合物，它通常含有可硫化橡胶、阻燃剂例如硼酸锌、酚醛树脂和固化物系、而且可以含有增强纤维。该组合物优选包含下述组分丁腈橡胶、硼酸锌、酚醛树脂、氧化锌、二硫化四甲基福美联和硬脂酸。各组分优选有下述最大用量(重量份)丁腈橡胶-100、硼酸锌-80、酚醛树脂-120、氧化锌-5二硫化四甲基福美联-3和硬脂酸-2。化学计量的母料优选由机械研磨和过筛的酚醛树脂和硼酸锌组成，其中硼酸锌覆盖在研磨的树脂颗粒上起隔离剂作用，以避免磨过的树脂聚成较大的不可分散的颗粒或形成块。化学计量母料通过保证最大的未分散树脂粒子的尺寸不超过100目，从而在用本发明组合物制备隔热材料时提高重复性并改善质量控制。
本发明还提供一种制造尾部敞开的火箭发动机的内隔热金属圆顶结构。该方法包括将由预定的可固化弹性体材料形成的切变层设置到圆顶结构的至少一部分内表面上，然后固化粘合该切变层在圆顶结构内表面的所选部分上。该方法还包括围绕着成形轴预形成至少一个第一圆顶隔热物。该第一圆顶隔热物(或多个)优选由这样的碳酚醛树脂复合材料制成，它含有用预定的可固化树脂浸渍的碳化纤维，有一个外表面和一个内表面。然后将第一隔热物预固化。碳酚醛树脂或者其他高度耐磨蚀的和结构稳定的材料需要邻近整体的喉管入口，这是为了保证流入喷口喉管区的燃烧气体平稳地过渡。该方法还包括将第一隔热物的至少一部分切削加工成最终的形状，并将第一隔热物放置并粘合到切变层内表面的所选部分上，该切变层先已放置粘合到所述结构内表面的所选部分上。该方法还包括设置至少一个第二圆顶隔热物(或者多个)到与第一圆顶隔热物纵向上邻近的圆顶结构的至少一部分内表面上，第二圆顶隔热物通常由可硫化橡胶、阻燃剂例如硼酸锌、酚醛树脂和固化物系形成，而且还可含有增强纤维。第二圆顶隔热物优选由这样的组合物材料形成，该组合物含有至少丁腈橡胶，硼酸锌、可固化的树脂、二硫化四甲基福美联、和硬脂酸。该组合物优选通过加入含树脂与硼酸锌的化学计量母料的混合方法制备。然后将第二圆顶隔热物固化粘合在圆顶结构内。另外，第二圆顶隔热物还可以先预固化，切削加工成最终的轮廓，然后用环氧粘合剂粘合到圆顶结构上。
本发明也提供对所述结构隔热的热障。该热障放置到能够隔热结构至少预定部分的位置，它包含烧蚀性隔热材料，通常由可硫化橡胶、阻燃剂例如硼酸锌、酚醛树脂和固化物系形成，而且还可以含有增强纤维。优选地，烧蚀性隔热材料由可固化的混合物形成，该混合物包含下述组分丁腈橡胶、硼酸锌、酚醛树脂、氧化锌、二硫化四甲基福美联和硬脂酸。该热障也可以包括由弹性体材料形成的切变层，位于所述结构与第二隔热材料之间，所述第二隔热材料由用酚醛树脂浸渍的纤维状材料形成，其中一部分烧蚀性隔热材料和一部分第二隔热材料彼此邻接在其间形成第二粘合线。
附图的简要说明
图1是有隔热圆顶和固定类型圆锥形出口的现有技术尾部敞开的火箭发动机的截面图；图2是有隔热的圆顶和可导向类型圆锥形出口的现有技术尾部敞开的火箭发动机的截面图；图3是体现本发明的有固定类型圆锥形出口和隔热圆顶的尾部敞开火箭发动机的截面图，图4是体现本发明的有可导向类型圆锥形出口和隔热圆顶的尾部敞开的火箭发动机的截面图；图5是体现本发明的火箭发动机的隔热点火器微粒杯的截面图；图6是体现本发明的有固定钢壳的火箭发动机的隔热喷口的截面图；实施本发明的最佳实施方式图3和4显示了装有体现本发明的并根据本发明装在相应发动机的各圆顶结构或外壳内的隔热材料的示范性尾部敞开圆顶火箭发动机。发动机72，如图3所示，有一个固定类型的圆锥形出口，而发动机102，如图4所示，有一个可导向类型圆锥形出口。这两种发动机的圆锥形出口，因而喷口和圆顶壳，均对于发动机的纵向中线倾斜一预定角度α。如上所述，该倾斜角能够在0°至约10°的范围内变化，原因如上所述。
参见图3，发动机72通常包围并界定着内圆顶区74、喷口喉管区76和内圆锥形出口区78。有固定凸缘96的圆顶壳或者结构80有粘合在圆顶壳80的内表面上的切变层82、尾部隔热物84和前隔热物86，前隔热物86界定着圆顶区74。发动机72的其他部分，包括由三向或者四向机织碳-碳复合物整体喉管入口(ITE)88所限定的喷口喉管区76、单向带包绕成的碳酚醛树脂喉管隔热物的支撑物90、金属合金圆锥形出口壳92和碳酚醛树脂复合物圆锥形出口衬、或者隔热物94，都可以以上述如
图1所示示范性现有技术发动机的相同材料和相同方式制成。
发动机102，如图4所示，同样包围着内圆顶区104、喷口喉管区106和圆锥形出口区108。有固定凸缘130的金属合金圆顶壳110上有切变层112、尾部隔热物114和前隔热物118，它们都直接或间接地粘合到构成圆顶区104的圆顶壳1 10的内表面。发动机102的其他部分，包括由三向或者四向机织碳-碳复合物整体喉管入口120所限定的喷口喉管区106、单向带包绕成的碳酚醛树脂入口隔热物的支撑物122、金属合金圆锥形出口壳124和碳酚醛树脂复合物圆锥形出口衬或者隔热物126(该隔热物126形成可导向类型圆锥形出口组合物，通过枢轴机构128连接到圆顶壳110的尾端)，都可以以上述图2所示的示范性现有技术发动机的相同材料和相同方式制成。在图3中，切变层82优选由含有二氧化硅粉或者芳族聚酰胺纤维的弹性体材料(例如Kevlar材料)和可固化的橡胶例如乙烯丙烯二烯单体(EPDM)形成。该组合物以压延片形式购自BurkeRubberCompany。切变层82优选通过将该压延片切割修整成合适尺寸和形状能与圆顶壳80的内表面81贴合，手工放到圆顶壳80内表面81所选的部分上。使用购自LordCorp.的ChemIok 205底涂涂料和Chemlok 236粘合剂的一种优选粘合物系，以保证切变层和圆顶壳10内表面之间的合适粘合。但是，与
图1所示的基本粘合到圆顶壳10的整个内表面或其内表面整个长度上的的切变层12不同，切变层82覆盖盖圆顶壳110内表面的相当少部分，其尺寸是使它仅略微伸出在预定步骤中要粘合在圆顶壳110内的尾部隔热物114的前边之外。由于圆顶壳110的较少内表面要被覆盖，与
图1所示的较为纵向延伸的切变层12相比，在安装和切削加工切变层82的表面轮廓中，就能够节省很多时间和费用。当切变层82被放置并修整成合适地适合它在圆顶壳110内要粘合的预定的面积后，接着，将形成的组合件优选抽真空装在袋中，在高压釜中固化。
尾部圆顶隔热物84以与
图1所示尾部圆顶隔热物14非常相似的制造步骤和优选材料预先形成。即，将酚醛树脂浸渍的碳化纤维带，例如购自EiberiteCorp.的Fiberite带(Fiberite的产品号为MX4926)，包绕在成形轴上形成预制品，然后在高压釜中固化或在液压釜中固化。当预形成的隔热物84固化后，从其各自的成形轴上取下，并切削加工成能合适地贴合切变层82，以便装在切变层82上。但是，与
图1所示的非对称隔热物14不同，图3所示的隔热物84的表面积小得多，并且相对于其纵向也是对称的。这样，由于隔热物84尺寸更小且对称，就更易于制造，花费更少时间，而且与加工
图1所示非对称预成形隔热物14的尾部所产生的废料量相比，此昂贵的带包绕成的材料的切削量也较小。本发明的这个特征提供了比根据先前已知步骤制成的隔热物更有为利的优点。
尾部圆顶隔热物84，当外表面合适地切削加工准备好后，并且其前边和后边被切削并表面加工成使这些边分别与前圆顶隔热物86的后边和整体喉管入口88的前边可以相接，就采用粘合剂例如Chemlok205底涂料和Chemlok236粘合剂将尾部圆顶隔热物安装粘合到切变层82上。粘合界面85，通常也称为第二粘合线，在该具体例子中，它是前隔热物86(由烧蚀性橡胶材料制成)的后边与后隔热物(由带包绕成的碳酚醛树脂复合物材料制成)的前边相接的周边，该粘合界面85优选用粘合剂例如购自Hysol-Dexter，Inc，的EA-934NA或者EA-9394预涂敷。
下面详细说明本发明由橡胶烧蚀材料混合物形成的压延片，其宽度优选达到约168cm(66英寸)，厚度约为2.5mm(约为0.1英寸)，为了形成前圆顶隔热物86，在用橡胶硫化粘合剂例如TY-PLYBN(购自Lord Corporation)预涂敷圆顶壳80的内表面后，将该压延片优选放入圆顶壳110内。由于尾部圆顶隔热物84是对称形状的，前隔热物86相对于其纵轴要是不对称的。但是，烧蚀性橡胶材料压延片的放置容易进行，这是因为该片材优选是直接放置在圆顶壳80内，而不是围绕成形轴进行预成形，并随后切削成能使圆锥形出口倾斜成预定角的最终形状的。由所述柔韧的隔热烧蚀橡胶片材形成前圆顶隔热物86，而不是用带包绕成的碳化纤维树脂复合物材料(它必须先预成形、固化和进行大量的切削加工)，这是本发明的另一个有利的特征。
前隔热物86放置入圆顶壳80的至少一部分内表面81上，优选覆盖切变层82其余露出的部分或内表面83，其中切变层12优选仅需略微伸出界面粘合线85的前边，以保证在第二粘合线85上的牢固粘合。接着，圆顶壳80和先前安装的切变层82，圆顶隔热物84和86，以及先前装上的喉管隔热物88和喉管支撑隔热物90都被真空装于袋中成为一个组合件，然后优选在高压釜中在约143℃(290°F)温度和约1378kPa(200psig)压力下固化约90分钟。
在包括圆顶隔热物84和86的圆顶组合件完全固化并粘合在里面后，就可以切削加工界定圆顶区74的隔热物84和86的内表面至最终的形状和表面光洁度。之后，圆顶组合件就能藉固定用的凸缘96安装到发动机的室体(图中水示)上，和/或发动机72的其他亚部件就能固定到圆顶壳80例如含有圆锥形出口壳92和圆锥形出口隔热物94的圆锥形出口组合件上。
关于制造和安装图4所示具有可导向类型圆锥形出口的尾部敞开发动机102的切变层112、尾部圆顶隔热物114和前圆顶隔热物116，优选的制造步骤和采用的材料与上述制造图3所示的发动机72的对应部件一样。但是，应当明白，优选以基本与尾部隔热物84所述相同的方式由带包绕成的碳酚醛树脂复合材料制成的尾部隔热物114，优选是对于其纵轴对称形状的，而不是图2所示非对称形状的的尾部隔热物44。此外，尾部隔热物114的尺寸比现有技术的对应尾部隔热物44小，切变层112正如同与图2所示的现有技术的对应切变层42相比一样。由此，也应当明白，发动机32需要3个圆顶隔热物，尾部隔热物44、中部隔热物46和前隔热物48，而发动机102仅需要有2个隔热物，优选对称的碳酚醛树脂复合物尾部隔热物114和优选非对称的橡胶烧蚀性前隔热物118。这样完全少用了一个隔热物，就能够大大节省制造成本和材料成本，也能够减少对少用的圆顶隔热物进行合适的追踪并维持可追踪性的信息资料用的成本。在制造过程早期，将前隔热物86和118分别粘合到圆顶壳80的内表面81和圆顶壳110内表面111上也可以有这样地成本节省。也不再如
图1和2那样需要识别和区别预形成的隔热物和相关连的前隔热物和中隔热物的成形轴。
另外，分别如图3和4所示的前隔热物86和118能在分别安装入圆顶壳80和110内之前预固化和切削加工成最终形状。前隔热物能采用本行业内已知的方法在真空下模塑成形至近似最终的形状。优选地，购自加利弗尼亚州Pittsburgh的Hysol-Dejcter，的环氧粘合剂例如EA-934NA或者EA-9394，可用来粘合预固化的隔热物到切变层82和112上和/或分别粘合到圆顶壳80和110上。
根据本发明优选的是，圆顶隔热物86和118，例如但不局限于用含有下述表2所述各组分的压延片材形成。
表2

(PBW-重量份)
也可以不必先制成含合适比例酚醛树脂和硼酸锌组分的化学计量预混合母料，但是对于质量控制和树脂易于分散来说，还是先制备母料为好。母料的优选组分包括酚醛树脂(120重量份，研磨成100目，以商品名BKR2620购自佐治亚州Decatur的Georgia Pacific Corporation)和硼酸锌(80重量份，以商品名Firebrake ZB购自加利弗尼亚州洛杉矶的US Borax Co)。也有其他的供货商可提供构成上述混合物中各组分原料中的一部分或全部。
通常，采用下述步骤保证进行上述原料组分合适的混合、研磨，并压延成本发明主题的橡胶隔热烧蚀材料的片材。
优选使用水冷却的Banbury混合机(购自康涅狄格州Ansonia的FarrelCompany，在优选和稳定的温度范围内混合各组分。混合之前，用溶剂清洗Banbury混合机，并喷上白色颜料例如碳酸钙，用以吸收过量溶剂。
接着，将丁腈橡胶(NBR)加入到混合机内混合约1分钟。接着，加入母料、二硫化四甲基福美联、硬脂酸、和氧化锌，混合至料温达到约99℃(210°F)-约110℃(230°F)。充分混合至该温度后，将料倒出。在倒出的料中插入温度计，确认其温度是否达到上述范围以内。
然后，将料倒在两辊压延机上，并很快取出呈约0.91m×1.2m(3英尺×4英尺)的片，悬挂在冷却用的传送带上冷却至室温。就可对冷却的片材进行测试，以保证符合所要求的规定。
接着，将合格的材料放到两辊压延机上软化之，然后压延成约2.5mm(1/10英寸)厚和优选宽约83cm-168cm(33英寸-66英寸)的片。在压延过程中，包上聚乙烯薄膜为NBR/酚醛橡胶片在装运和储存过程中提供保护。当压延片要成形修整成隔热物或者其他用本发明的该片材制成的最终制品时，先将该薄膜去掉。
本行业内的普通技术人员感兴趣的是，由于热传递或烧焦和磨蚀方面的原因，与带包绕成的酚醛材料相比，有可能需要改变本发明隔热材料截面方向的厚度。例如，容易看到，分别在图3和4中示出的前隔热物86和118的截面比
图1和2中示出的前隔热物16和48明显较厚，当设计本发明材料制成的隔热物时，应当考虑这一点。
可以认为，与表1所示的现有技术材料相比，表2所示本发明材料所提供的意外结果是由于用硼酸锌代替了硼酸。在根据本发明制成的隔热物上进行的测试结果表明，用硼酸锌代替硼酸可减慢材料的老化速率。老化是形成的隔热物的一个问题，因为老化材料会变硬，相应引起最终承受应变的能力下降，即材料断裂前的拉伸度下降。现有技术材料制成的隔热物在发动机点火时由于老化期间会发生的承受应变能力下降，会产生裂缝。隔热物内的裂缝为高压和高温燃烧气体形成离开发动机进入其它区域的通道。这个情况必定会导致发动机发生灾难性故障。现有技术材料的老化机理已经被深入研究过，发现原因是硼酸与酚醛树脂内的苯基和甲醇基团反应。该反应颇大地提高了酚醛树脂的交联密度，从而降低弹性体烧蚀材料承受应变的能力。而该反应不会在本发明的材料内发生，因为本发明用非反应性硼酸锌代替了硼酸。
本发明材料的另一个优点是在固化反应期间生成较少的水。现有技术材料内的硼酸形成含有约10％水的隔热物，它会在隔热物的高温固化期间放出，而本发明材料内的硼酸锌形成只含约5％水的隔热物。必须小心操作，以保证生成的水在固化期间从隔热物中脱除，或因固化产生的高压溶解于组合物中。如果水没有脱除或者溶解，它在固化压力消除时就会在隔热物内膨胀形成空隙。这样的空隙不好，会引起缺陷，对固化隔热物的结构完整性有不利影响。溶解的水在隔热物内起增塑剂的作用，也会在老化时扩散出来。含有较多水的现有技术隔热物，比含有少量水的本发明隔热物在老化期间会变得更硬而脆。
本发明烧蚀性隔热物材料最一般形式可以描述为含有可硫化橡胶例如丁腈橡胶(NBR)、酚醛树脂、阻燃剂所选橡胶用的合适固化物系。除了优选实施方式中的NBR橡胶外，其他可硫化橡胶例如丁二烯-苯乙烯共聚物(SBR)、聚氯丁二烯、聚异戊二烯、聚氨酯、聚表氯醇、乙烯-丙烯二烯单体(EPDM)、聚丁二烯、氯化聚乙烯，卤代丁基橡胶，也可以使用上述聚合物的混合物。除了硼酸锌外，其他合适的阻燃物系包括三水合氧化铝和氧化锑与氯代烃组合使用。根据所要求的阻燃度，能够在隔热物配方中采用1-150PBW阻燃剂。优选的酚醛树脂是不需硬化剂能进行合适固化的可熔类型酚醛树脂，但是也可以采用需要硬化剂进行固化的其他线型酚醛清漆。对于清漆酚醛树脂，硬化剂例如六亚甲基四胺应当以对所选树脂的化学计量包含在配方内。对于这两种类型的树脂，能够使用购自不同厂家的几种等级中的任意产品。合格配方中的酚醛树脂含量为1-300PBW。纤维也可以包含在本发明的材料配方中。合适的纤维包括芳族聚酰胺纤维、棉纤维(纤维素纤维)、剑麻纤维、聚苯并咪唑纤维、玻璃棉纤维、尼龙纤维、聚酯纤维或者碳纤维。纤维的合格含量优选局限于最大值为40PBW，因为它们的增强度过高会形成刚性很大而难以切削加工的材料。
由上述混合物形成的烧蚀性橡胶隔热材料被描述为尤其适于提供能够在尾部敞开的火箭发动机的圆顶区内承受高温、高压和磨蚀环境的隔热物。但是，本发明的主题隔热材料不局限于这样的具体用途，而是能够用于对火箭发动机的其他部件和部分进行隔热。例如。图5示出了有火箭发动机的点火器颗粒杯152的点火器组合件150，其中本发明的主题烧蚀性隔热材料适用作为隔热物152，该隔热物152包围着前闭合空间154和点火器瓶156的内部并对其隔热。点火器颗粒杯152由从上述压延片切出的图形形成，能够放入模具内并固化。粘合的固体推进剂点火剂粒子表示为158，而点火剂BKNO3颗粒表示为160。
另一种尤其适合使用本发明烧蚀性隔热材料的用途是在图6中所示的发动机内用作固定喷口壳的隔热物。固定喷口壳的隔热物182同样由片材形成，该片材能够模塑，然后粘合到固定壳188上，或者手工放置到位，抽真空装入袋中，以前述制造并固化并分别粘合圆顶隔热物86和118在圆顶壳80和110内的同样方式，固化并切削加工成最终轮廓。与固定壳的隔热物188和粘合的尾部圆顶隔热物预模塑物190(一般是芳族聚酰胺-填充的EPDM材料)相邻的敞开空腔186能经受与上述尾部敞开的尾部圆顶几何结构相似的环境。当火箭发动机点火期间，喷口圆锥形出口184导向一段持续时间时尤其如此。发动机室隔热物192一般由芳族聚酰胺填充的EPDM材料形成。固体推进剂粒子表示为194。此外，使用本发明的烧蚀材料不必具体限制于火箭发动机。它也能用于航天工业之内和之外需要这种能够承受燃料燃烧形成的苛刻的高温、高压和磨蚀环境的材料的其他用途。
本行业内的技术人员会明白由所附权利要求的限定的本发明并不限于上述的具体细节。在不脱离本发明的精神和范围情形下，可以有多种变化。
权利要求
1.一种对火箭发动机结构进行隔热的方法，它包括在选出的火箭发动机结构的至少一个表面上放置至少一层可固化的烧蚀性隔热材料，所述烧蚀性隔热材料包含丁腈橡胶、硼酸锌、酚醛树脂、氧化锌、二硫化四甲基福美联和硬脂酸；固化该至少一层可固化的烧蚀性隔热材料。
2.如权利要求1所述的方法，它还包括将所述至少一层烧蚀性隔热材料粘合到所述至少一个表面上；在将所述至少一层烧蚀性隔热材料放置到所述至少一个表面上之前，将硫化粘合剂施加到该至少一个表面上。
3.如权利要求2所述方法，其特征在于所述硫化粘合剂的施加包括施加至少一种选自Chemlok205、Chemlok236和TYPLYBN的粘合剂。
4.如权利要求1所述的方法，它还包括使所述火箭发动机结构和放置在其至少一个表面上的该至少一层烧蚀性隔热材料在预定的压力条件下暴露于高温下，来固化该至少一层烧蚀性隔热材料。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于所述固化至少一层烧蚀性隔热材料包括在将火箭发动机结构和放置在其至少一个表面上的至少一层烧蚀性隔热材料抽真空装入袋中后，在高压釜内在高于环境压力的压力下，固化该至少一层隔热烧蚀材料。
6.如权利要求1所述的方法，它还包括将由预定的弹性体材料形成的切变覆层放置到火箭发动机结构的至少一部分表面上，并在该切变覆层上粘合至少一层预形成的隔热层，该隔热层由预定的含有用酚醛树脂浸渍的碳化人造纤维的材料形成。
7.如权利要求6所述的方法，它还包括先形成所述至少一层预形成的隔热层，该隔热层由预定的含有用酚醛树脂浸渍的碳化人造纤维的材料形成，固化预形成的隔热层，然后将预形成的隔热层粘合到切变覆层上。
8.如权利要求6所述的方法，它还包括将该至少一层烧蚀性隔热层的一个边连接并粘合于该至少一层预形成的隔热层的一个边上，其中将由预定的弹性体材料形成的切变覆层放置到火箭发动机结构的至少一部分表面上的步骤，包括放置含有可固化弹性体材料和至少一种选自二氧化硅和芳族聚酰胺的材料的切变覆层材料。
9.如权利要求1所述的方法，其特征在于将至少一层可固化烧蚀性隔热材料放置在一选用的火箭发动机结构的至少一个表面上，所述火箭发动机结构包括放置在圆顶壳的至少一个表面上的至少一层可固化的烧蚀性隔热材料。
10.如权利要求1所述的方法，其特征在于在一选用的火箭发动机结构的至少一个表面上放置至少一层可固化烧蚀性隔热材料，所述火箭发动机结构包括放置在点火器颗粒杯的至少一个表面上的至少一层可固化烧蚀性隔热材料。
11如权利要求1所述的方法，其特征在于放置至少一层可固化的烧蚀性隔热材料在一选用的火箭发动机结构的至少一个表面上，所述火箭发动机结构包括放置在喷口固定壳的至少一个表面上的至少一层可固化的烧蚀性隔热材料。
12.如权利要求1所述的方法，其特征在于放置至少一层可固化的烧蚀性隔热材料在一选用的火箭发动机结构的至少一个表面上的步骤，包括放置至少一层含有下述各组分的可固化烧蚀性隔热材料在所选用的火箭发动机结构的至少一个表面上，所述各组分的比例如下，以大约最大的重量份数为基准丁腈橡胶-100；硼酸锌-80；酚醛树脂-120；氧化锌-5；二硫化四甲基福美联-3；硬脂酸-2。
13.如权利要求12所述的方法，它还包括研磨和过筛酚醛树脂，将研磨过和筛过的酚醛树脂与硼酸锌预称重和预混合形成化学计量母料，其中硼酸锌用作隔离剂，抑制酚醛树脂的聚集。
14.如权利要求1所述的方法，其特征在于在一选用的火箭发动机结构的至少一个表面上放置至少一层可固化的烧蚀性隔热材料的步骤还包括将含有纤维成分的可固化烧蚀性隔热材料放置在所述至少一层可固化烧蚀性隔热材料内。
15.如权利要求14所述的方法，其特征在于在一选用的火箭发动机结构的至少一个表面上放置至少一层可固化的烧蚀性隔热材料的步骤包括放置至少一层包含至少一种选自芳族聚酰胺纤维、棉纤维、纤维素纤维、剑麻纤维、聚苯并咪唑纤维、矿物棉纤维、尼龙纤维、聚酯纤维和碳纤维的纤维物质的可固化烧蚀性隔热材料。
16.一种对一结构进行隔热的热障，该热障含有由可固化混合物形成的烧蚀性隔热材料，所述混合物包含丁腈橡胶、硼酸锌、酚醛树脂、氧化锌、二硫化四甲基福美联和硬脂酸。
17.如权利要求16所述的热障，其特征在于所述可固化混合物的每种组分的最大重量份约为丁腈橡胶-100；硼酸锌-80；酚醛树脂-120；氧化锌-5；二硫化四甲基福美联-3；硬脂酸-2。
18.如权利要求16所述的热障，它还包含多层烧蚀性隔热材料，所述烧蚀性隔热材料固化并粘合到所述结构至少一部分预定表面上。
19.如权利要求18所述的热障，其特征在于所述预定的表面是所述结构的内表面。
20.如权利要求19所述的热障，其特征在于所述结构的内表面通常限定着要隔热的容积区域。
21.如权利要求16所述的热障，它还包括含有用酚醛树脂浸渍的纤维材料的第二隔热材料，该第二隔热材料位于接近烧蚀性隔热材料的预定位置。
22.如权利要求16所述的热障，它还含有可固化的弹性体切变覆层，所述切变覆层含有至少一种选自二氧化硅和芳族聚酰胺的材料。
23.如权利要求16所述的热障，它还含有由弹性体材料形成的切变覆层，所述切变层位于所述结构与第二隔热材料之间，所述第二隔热材料含有用酚醛树脂浸渍的纤维材料，其中一部分烧蚀性隔热材料和一部分第二隔热材料彼此连接，形成粘合线。
24.如权利要求23所述的热障，其特征在于所述切变覆层、所述烧蚀性隔热材料和所述第二隔热材料都各自粘合到所述结构、所述切变覆层、所述烧蚀性隔热材料和所述第二隔热材料中的至少一个其他部件上。
25.如权利要求16所述的热障，其特征在于所述结构包括火箭发动机的部件。
26.如权利要求16所述的热障，其特征在于所述火箭发动机是尾部敞开的后圆顶火箭发动机。
27.如权利要求26所述的热障，其特征在于所述结构通过置放热障而与推进剂燃料的燃烧进行隔热。
28.如权利要求27所述的热障，其特征在于所述结构适于连接到一个圆锥形出口。
29.如权利要求16所述的热障，其特征在于所述烧蚀性隔热材料还包含至少一种选自芳族聚酰胺纤维、棉纤维、纤维素纤维、剑麻纤维、聚苯并咪唑纤维、矿物棉纤维、尼龙纤维、聚酯纤维和碳纤维的纤维。
30.一种制造尾部敞开火箭发动机的内隔热圆顶结构的方法，它包括将由预定的弹性体材料形成的切变覆层放置到纵向伸展的圆顶结构的内表面的至少一个所选的部分上；至少将该切变覆层固化和粘合到圆顶结构的内表面的所选的部分上；预形成酚醛树脂复合材料的第一圆顶隔热层，所述复合材料含有用预定的可固化树脂浸渍的纤维，所述第一圆顶隔热层通常具有一个外表面和一个内表面；预固化该第一隔热层；切削加工该至少一部分第一隔热物；将该第一隔热物切削加工过的部分定位并粘合到切变覆层内表面的选出部分上，所述切变覆层至少预先放置并粘合到该内表面的所选的部分上；将第二可固化的烧蚀性圆顶隔热层放置到与该第一圆顶隔热层纵向邻近的圆顶结构内表面的至少一部分上，该第二圆顶隔热层由具有预定厚度的压延片料形成，均以最大重量份数计，该压延片材料含有可固化的橡胶成分-100、阻燃剂成分-80、酚醛树脂成分-120、固化物系成分-10；在圆顶结构内粘合并固化该第二圆顶隔热层。
31.如权利要求30所述的方法，它还包括将该第二圆顶隔热层与该第一圆顶隔热层连接，形成粘合界面，将该第二圆顶隔热物放置在该切变覆层的一部分上，并将该第二圆顶隔热物粘合于其上。
32.如权利要求30所述的方法，它还包括在形成于第一和第二圆顶隔热层之间的粘合界面上施加环氧粘合剂。
33.如权利要求30所述的方法，它还包括在所述圆顶结构中要放置第二圆顶隔热层的内表面上预涂敷一种粘合剂。
34.如权利要求30所述的方法，它还包括在将切变覆层至少放置到圆顶结构内表面的所选的部分上之后，在高温和预定压力下固化该切变覆层。
35.如权利要求30所述的方法，它还包括在第一圆顶隔热层在预定高温和预定压力下围绕一成形轴预形成以后将其固化。
36.如权利要求30所述的方法，它还包括将第二圆顶隔热层放置到圆顶结构内表面的至少一部分上以后将它进行粘合。
37.如权利要求30所述的方法，它还包括选择用作形成第二圆顶隔热物的压延片材料，所述压延片材包含至少一种可固化橡胶，选自丁腈橡胶(NBR)、乙烯丙稀二烯单体(EPDM)、丁苯橡胶(SBR)、聚氯丁二烯、聚异戊二烯、聚氨酯、聚表氯醇、聚丁二烯、氯化聚乙烯、卤代丁基橡胶；至少一种阻燃剂，该阻燃剂包括至少一种选自三水合氧化铝、硼酸锌和氧化锑与氯代烃组合使用的物质；酚醛树脂，选自可熔类型酚醛树脂和线型酚醛清漆树脂。至少一种固化物系成分，它适于所选出的至少一种可固化橡胶。
38.如权利要求30所述的方法，其特征在于所述放置由弹性体材料形成的切变覆层包括放置含有弹性体材料和至少一种选自二氧化硅和芳族聚酰胺的物质的切变覆层，所述弹性体材料含有乙烯丙烯二烯单体。
39.如权利要求30所述的方法，其特征在于所述将第二圆顶隔热层置于圆顶结构内表面的至少一部分上的步骤包括放置由这样的材料形成的第二圆顶隔热物，所述材料包括至少一种选自芳族聚酰胺纤维、棉纤维、纤维素纤维、剑麻纤维、聚苯甲酰胺吡咯纤维、矿物棉纤维、尼龙纤维、聚酯纤维和碳纤维的纤维物质。
40.如权利要求30所述的方法，它还包括将酚醛树脂成分和阻燃剂成分预称重然后预混合，形成化学计量母料，其中阻燃剂用作隔离剂，用来抑制酚醛树脂的聚集，随后加入其他成分。
41.一种将烧蚀性隔热材料形成为片材的方法，它包括在不超过约110℃的温度范围内，混合含有下述成分的组合物，各成分的最大重量份数(PBW)不超过约100PBW至少一种可固化橡胶、约80PBW至少一种阻燃剂、120PBW至少一种酚醛树脂、约10PBW至少一种固化物系成分；研磨混合的组合物，并将磨过的组合物压延成预定厚度和宽度的片材。
42.如权利要求41所述的方法，它还包括研磨和过筛所述至少一种酚醛树脂，并将研磨过并过筛的酚醛树脂和阻燃剂成分预称重，然后预混合，形成化学计量母料，其中至少一种阻燃剂用作隔离剂，用以抑制酚醛树脂的聚集。
43.如权利要求41所述的方法，其特征在于对下述成分的组合物的混合包括混合至少一种可固化的橡胶，所述橡胶选自丁腈橡胶(NBR)、乙烯丙稀二烯单体(EPDM)、丁苯橡胶(SBR)、聚氯丁二烯、聚异戊二烯、聚氨酯、聚表氯醇、聚丁二烯、氯化聚乙烯、卤代丁基橡胶；混合至少一种选自三水合氧化铝、硼酸锌和氧化锑与氯代烃组合使用的阻燃剂；混合选自可熔类型酚醛树脂和线型酚醛清漆类型的酚醛树脂。混合至少一种适合于所选用可固化橡胶的固化物系成分。
44.如权利要求41所述的方法，它还包括对可固化橡胶混合约1分钟后才加入其他各组分。
45.如权利要求41所述的方法，它还包括，将研磨过的组合物大约冷却至室温的温度，再压延该研磨过的组合物。
全文摘要
本发明揭示了一种尤其适用于对火箭发动机所选出的部件进行隔热的弹性体化的酚醛树脂烧蚀性隔热物,和制备该弹性体化的烧蚀性隔热物的组合物。此外,本发明还揭示了由所述组合物形成的材料的压延片的制造方法。所揭示组合物的优选组分包括丁腈橡胶、硼酸锌和酚醛树脂,所述酚醛树脂能够固化并粘合到尾部敞开火箭发动机和其他火箭发动机部件的圆顶之类的结构上。
文档编号C08L53/02GK1387607SQ00815434
公开日2002年12月25日 申请日期2000年9月1日 优先权日1999年9月8日
发明者G·S·梅特卡夫, W·E·怀特 申请人:埃里安特技术体系股份有限公司