一种整体式非金属发动机空体及其绝热层同步成形工艺的制作方法

本发明涉及一种整体式非金属发动机空体及其绝热层同步成形工艺，属于火箭发动机领域。

背景技术：

火箭发动机空体主要由燃烧室壳体和喷管组成，燃烧室壳体包括金属壳体和非金属壳体，喷管由金属与耐高温、耐冲刷材料模压而成，传统燃烧室壳体与喷管之间采用螺纹连接或者键连接。金属燃烧室壳体与模压喷管连接的火箭发动机空体虽然连接强度高，但存在消极重量大，成本高的缺点，非金属燃烧室壳体与模压喷管连接的火箭发动机空体质量轻，但存在连接强度低、装配过程复杂、制造成本高的缺点。

另外，火箭发动机空体的绝热层是保证火箭发动机持续作用的重要组成，火箭发动机空体在使用前需要在其内壁附着绝热层，传统火箭发动机空体的绝热层成形工艺主要有人工粘贴绝热橡胶和人工滚涂涂料并固化等，传统存在以下几个缺点：

1)人工粘贴绝热橡胶或滚涂涂料时，由于手工操作，导致绝热层厚度的精度差；

2)对小口径火箭发动机壳体进行人工粘贴绝热橡胶或滚涂涂料时，由于操作空间小，增加了操作难度。

3)人工粘贴绝热橡胶或滚涂涂料时，遇到内腔台阶面，绝热涂层不容易成形。

技术实现要素：

本发明的目的是一方面要解决传统火箭发动机空体存在消极质量大、连接强度低、制造成本高等问题，而提供一种整体式非金属发动机空体及其加工模具；另一方面针对火箭发动机空体成形后，传统绝热层的成形工艺存在成形精度差、操作难度大的技术难点，为此提供一种整体式非金属发动机空体及其绝热层同步成形工艺。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

本发明的一种整体式非金属火箭发动机空体，包括前接头、管体、喉衬、后接头；

前接头为金属材料加工而成的环形连接件，前接头的内壁加工有连接螺纹，前接头的外壁后端为向后收敛的锥面；

后接头为金属材料加工而成的环形连接件，后接头的外壁后端加工有连接螺纹，后接头的外壁前端为向后扩张的锥面；

管体为通过支撑模具经缠绕工艺缠绕固定在前接头和后接头之间的非金属纤维丝，管体的内腔前段为发动机装药填充腔，管体的内腔后段的中部镶嵌有喉衬，管体的内腔后段与后接头对接后形成前段收敛后段扩张的拉瓦尔喷管内形。

所述前接头后端向后收敛的锥面上轴向加工有齿状阶梯，以增大非金属纤维丝在该端与前接头缠绕时的连接力。

所述后接头前端向后扩张的锥面上轴向加工有齿状阶梯，以增大非金属纤维丝在该端与后接头缠绕时的连接力。

所述非金属纤维丝优选为玻璃纤维丝或碳纤维丝。

本发明的一种用于加工整体式非金属火箭发动机空体的模具，包括前芯模和后芯模；

前芯模的后端外形依次为与发动机装药填充腔内形、拉瓦尔内形的喷管收敛前段的内形相匹配的定形段，前芯模的后端端部中心开有螺纹连接孔；前芯模定形段的前端外壁加工有与发动机装药填充腔前端口部相匹配的螺纹连接段，前芯模的螺纹连接段的前端径向开有圆周均布的定位螺孔，前芯模前端定位螺孔的开孔位置前端向外延伸有环形定位台；

后芯模的前端外形依次为与拉瓦尔内形的喷喉段、喷管扩张后段的内形相匹配的定形段，后芯模的前端端部中心向前延伸有与前芯模后端端部中心螺纹连接孔相匹配的螺纹连接段；后芯模定形段的后端径向开有圆周均布的定位螺孔，后芯模后端定位螺孔的开孔位置后端向外延伸有环形定位台；

后芯模前端端部的螺纹连接段与前芯模后端端部的螺纹连接孔螺纹对接，使前芯模后端的定形段与后芯模前端的定形段对接形成与拉瓦尔喷管内形相匹配的缠绕支撑平面。

本发明的一种整体式非金属发动机空体及其绝热层同步成形工艺，具体工艺步骤如下：

加工前接头，前接头为采用金属材料加工而成的环形连接件，前接头的内壁加工有连接螺纹，前接头的外壁后端为向后收敛的锥面，该锥面上轴向加工有齿状阶梯；前接头的前端沿轴向上留有加工余量，前接头前端的加工余量上开有定位螺孔；

加工后接头，后接头为采用金属材料加工而成的环形连接件，后接头的外壁前端为向后扩张的锥面，该锥面上轴向加工有齿状阶梯，后接头的外壁后端加工有连接螺纹；后接头的后端沿轴向上留有加工余量，后接头后端的加工余量上开有定位螺孔；

加工前芯模，前芯模的后端外形依次为与发动机装药填充腔内形、拉瓦尔内形的喷管收敛前段的内形相匹配的定形段，前芯模的后端端部中心开有螺纹连接孔；前芯模定形段的前端外壁加工有与发动机装药填充腔前端口部相匹配的螺纹连接段，前芯模的螺纹连接段的前端径向开有圆周均布的定位螺孔，前芯模前端定位螺孔的开孔位置前端向外延伸有环形定位台；

加工后芯模，后芯模的前端外形依次为与拉瓦尔内形的喷喉段、喷管扩张后段的内形相匹配的定形段，后芯模的前端端部中心向前延伸有与前芯模后端端部中心螺纹连接孔相匹配的螺纹连接段；后芯模定形段的后端径向开有圆周均布的定位螺孔，后芯模后端定位螺孔的开孔位置后端向外延伸有环形定位台；

在前芯模后端的定形段和后芯模前端的定形段上分别涂抹脱模剂，再将绝热涂料喷涂在脱模剂上层，然后对涂有脱模剂和绝热涂料的前芯模和后芯模进行加温固化；

具体加温固化参数为：70℃～90℃保温2小时；120℃保温1小时；150℃～170℃保温5小时；

所述脱模剂为：橡胶脱模剂；所述绝热涂料优选为型号GT401的绝热涂料；

将前接头从前芯模的后端套入，使前接头通过内壁的内螺纹连接在前芯模前端螺纹连接段上，前接头的前端通过前芯模前端的环形定位台向前轴向限位，并通过将锁紧螺钉同时穿过前接头和前芯模前端的定位螺孔，使前接头与前芯模圆周定位；将后接头从后芯模的前端套入，使后接头的后端通过后芯模后端的环形定位台向后轴向限位，并通过将锁紧螺钉同时穿过后接头和后芯模后端定位螺孔，使后接头与后芯模圆周定位；将喉衬套在后芯模的前端，再将后芯模前端端部的螺纹连接段与前芯模后端端部的螺纹连接孔螺纹对接，使前芯模后端的定形段与后芯模前端的定形段对接形成与拉瓦尔喷管内形相匹配的缠绕支撑平面；

将非金属纤维丝通过缠绕工艺缠绕固定在前接头和后接头之间；然后对缠绕后的合件进行加温固化；

具体加温固化参数为：70℃～90℃保温5小时、140℃～160℃保温2小时、160℃～180℃保温2小时；

加温固化后，分别卸下连接前接头与前芯模的锁紧螺钉，以及连接后接头与后芯模的锁紧螺钉；再依次从发动机空体内卸下后接头和前接头，最后分别机加掉前接头前端和后接头后端的加工余量，得到内壁附着绝热层的整体式非金属火箭发动机空体。

所述非金属纤维丝优选为玻璃纤维丝或碳纤维丝。

所述脱模剂为：橡胶脱模剂；所述绝热涂料优选为型号GT401的绝热涂料；所述缠绕工艺中采用含环氧树脂的缠绕胶固化。

绝热涂料与缠绕工艺中缠绕胶具有相容性，在缠绕固化后，绝热涂料与缠绕胶之间相互相容渗透，提高了二者的结合力，方便退模时与涂有脱模剂的芯模剥离，并保证绝热层的完整性。

其中，对涂覆脱模剂和绝热涂料的前芯模和后芯模进行加温固化时，具体加温固化参数为：70℃～90℃保温2小时；120℃保温1小时；150℃～170℃保温5小时。

对缠绕后的合件进行加温固化时，具体加温固化参数为：70℃～90℃保温5小时、140℃～160℃保温2小时、160℃～180℃保温2小时。

有益效果

采用本发明成形工艺加工的发动机空体与传统金属壳体火箭发动机空体相比，减轻了空体消极重量，增加火箭弹射程，空体质心前移能使火箭弹总体质心前移，有利于火箭弹总体气动布局和总体设计。

采用本发明成形工艺加工的发动机空体与传统非金属火箭发动机空体相比，减少了喷管与燃烧室壳体的轴向连接环节，燃烧室壳体与喷管一次整体成形提高了燃烧室壳体与喷管之间的连接强度。

本发明的成形工艺实现了火箭发动机空体及其绝热层同步成形，工艺简单，内形精度高，绝热涂料固化后涂层厚度均匀，保证了产品质量，降低了制造成本。

附图说明

图1为本发明内附绝热层发动机空体的结构示意图；

图2为本发明加工模具的工作状态示意图；

图中，1-前接头；2-管体；3-喉衬；4-后接头；5-前芯模；6-后芯模；7-绝热层。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的内容作进一步描述。

实施例

本发明的一种整体式非金属发动机空体及其绝热层同步成形工艺，具体工艺步骤如下：

加工前接头1，前接头1为采用金属材料加工而成的环形连接件，前接头1的内壁加工有连接螺纹，前接头1的外壁后端为向后收敛的锥面，该锥面上轴向加工有齿状阶梯；前接头1的前端沿轴向上留有加工余量，前接头1前端的加工余量上开有定位螺孔；

加工后接头4，后接头4为采用金属材料加工而成的环形连接件，后接头4的外壁前端为向后扩张的锥面，该锥面上轴向加工有齿状阶梯，后接头4的外壁后端加工有连接螺纹；后接头4的后端沿轴向上留有加工余量，后接头4后端的加工余量上开有定位螺孔；

加工前芯模5，前芯模5的后端外形依次为与发动机装药填充腔内形、拉瓦尔内形的喷管收敛前段的内形相匹配的定形段，前芯模5的后端端部中心开有螺纹连接孔；前芯模5定形段的前端外壁加工有与发动机装药填充腔前端口部相匹配的螺纹连接段，前芯模5的螺纹连接段的前端径向开有圆周均布的定位螺孔，前芯模5前端定位螺孔的开孔位置前端向外延伸有环形定位台；

加工后芯模6，后芯模6的前端外形依次为与拉瓦尔内形的喷喉段、喷管扩张后段的内形相匹配的定形段，后芯模6的前端端部中心向前延伸有与前芯模5后端端部中心螺纹连接孔相匹配的螺纹连接段；后芯模6定形段的后端径向开有圆周均布的定位螺孔，后芯模6后端定位螺孔的开孔位置后端向外延伸有环形定位台；

在前芯模5后端的定形段和后芯模6前端的定形段上分别涂抹橡胶脱模剂，再将型号GT401的绝热涂料喷涂在橡胶脱模剂上层，然后对涂有脱模剂和绝热涂料的前芯模5和后芯模6进行加温固化；

具体加温固化参数为：80℃保温2小时；120℃保温1小时；160℃保温5小时；

将前接头1从前芯模5的后端套入，使前接头1通过内壁的内螺纹连接在前芯模5前端螺纹连接段上，前接头1的前端通过前芯模5前端的环形定位台向前轴向限位，并通过将锁紧螺钉同时穿过前接头1和前芯模5前端的定位螺孔，使前接头1与前芯模5圆周定位；将后接头4从后芯模6的前端套入，使后接头4的后端通过后芯模6后端的环形定位台向后轴向限位，并通过将锁紧螺钉同时穿过后接头4和后芯模6后端定位螺孔，使后接头4与后芯模6圆周定位；将喉衬3套在后芯模6的前端，再将后芯模6前端端部的螺纹连接段与前芯模5后端端部的螺纹连接孔螺纹对接，使前芯模5后端的定形段与后芯模6前端的定形段对接形成与拉瓦尔喷管内形相匹配的缠绕支撑平面，如图2所示；

将玻璃纤维丝通过缠绕工艺缠绕固定在前接头1和后接头4之间，然后对缠绕后的合件进行加温固化；

具体加温固化参数为：80℃保温5小时、150℃保温2小时、180℃保温2小时；

加温固化后，分别卸下连接前接头1与前芯模5的锁紧螺钉，以及连接后接头4与后芯模6的锁紧螺钉；再依次从发动机空体内卸下后接头4和前接头1，最后分别机加掉前接头1前端和后接头4后端的加工余量，得到如图1所示的内壁附着绝热层7的整体式非金属火箭发动机空体。

实施例得到的内壁附着绝热层的整体式非金属火箭发动机空体，目测内壁绝热层表面光滑，呈镜面效果，通过壳体解剖测量绝热层厚度小于0.1mm；按照GB/T1720-88《漆膜附着力测定法》检测实施例得到发动机空体绝热层的附着力为1级(附着层融入基体)。