本发明涉及一种固体火箭发动机用衬层成型工艺技术，具体地说是一种固体火箭发动机用衬层无预固化成型方法。
背景技术：
固体火箭发动机的衬层是实现发动机绝热层和推进剂良好粘接的过渡层。
衬层外连绝热层、内连推进剂，衬层与绝热层、推进剂粘接好坏是影响固体火箭发动机能否正常工作的关键因素。通常，衬层在绝热层表面涂覆后，需要在一定温度下经过至少8小时的预固化成型，避免衬层浆料在推进剂浇注过程中出现流挂现象，从而保证最终的衬层结构均匀，并与推进剂之间保持良好的粘接状态。对于一些固体火箭发动机而言，为实现特殊的功能需要，需要多次浇注不同推进剂。这意味着，后一次衬层涂覆后、推进剂装药前，需要将前一次浇注固化成型的推进剂和本次涂覆的衬层一起进行预固化处理，即需将前一次浇注固化成型的推进剂药柱送入高温预固化炉。这将导致推进剂的加速老化，并且存有一定的安全风险。
技术实现要素：
本发明的目的是要提供一种固体火箭发动机用衬层无预固化成型方法，它能够有效地实现衬层的无预固化整体成型，可靠地防止二次衬层预固化过程中对前次浇筑成型的推进剂药柱的加速老化现象。
设计一种固体火箭发动机用衬层无预固化成型方法，包括如下步骤：步骤一，衬层浆料预涂，步骤二，骨架预置，步骤三，衬层浆料涂覆，步骤四，衬层涂后处理；在衬层浆料预涂过程中，在固体火箭发动机绝热层表面涂覆少量的衬层浆料；在骨架预置过程中，骨架可以是单层结构或者多层结构；在衬层浆料涂覆过程中，在固定好的骨架上实施衬层浆料的涂覆；在衬层涂后处理过程中，需要进行拆除固定工装、补涂衬层浆料、真空去除气泡等处理。
在骨架预置过程中，单层结构或者多层结构的骨架设置在绝热层表面，利用衬层浆料与绝热层和骨架之间的粘附力，以及衬层浆料自身的表面张力，可以避免衬层浆料在推进剂浇注过程中出现流挂现象，同时免除了对涂覆后的衬层浆料进行高温预固化处理过程，保证了衬层浆料的成型、保障了固体火箭发动机衬层的浇注质量。在骨架预置过程中，可以利用衬层浆料的粘性，先将骨架粘附到绝热层表面；再利用工装，将骨架固定在绝热层表面，保证在衬层浆料的涂覆过程中，骨架不会发生位置偏移。
在衬层浆料涂覆过程中，在固定好的骨架上实施衬层浆料的涂覆，并保证衬层浆料的涂覆厚度与专用骨架的结构高度均匀一致；在衬层涂后处理过程中，需要进行拆除专用工装、补涂衬层浆料、真空去除气泡等处理。
在衬层涂后处理过程中，需要进行拆除专用工装、补涂衬层浆料、真空去除气泡等处理，即在专用工装的拆除部位补充填涂衬层浆料，并在一定温度下真空去除衬层浆料涂覆过程有可能产生的气泡。
本发明的有益技术效果是：由于在绝热层表面设置有骨架结构，利用衬层浆料与绝热层和专用骨架之间的粘附力，以及衬层浆料自身的表面张力，即可避免衬层浆料在推进剂浇注过程中出现流挂现象，实现无需高温预固化处理即可保证衬层的成型，进而免除了固体发动机浇注过程中衬层浆料的高温预固化处理。同时由于在骨架预置过程中，骨架可以是单层结构或者多层结构，可以实现衬层厚度的调节。本发明具有步骤简单、操作方便、整体成型、无需预固化和工艺更安全的优点。
具体实施方式
下面通过实施例对本发明作进一步说明。
步骤一，衬层浆料预涂。在衬层浆料预涂过程中，在固体火箭发动机绝热层表面涂覆少量的衬层浆料。
步骤二，骨架预置。在骨架预置过程中，单层结构或者多层结构的骨架设置在绝热层表面，利用衬层浆料与绝热层和骨架之间的粘附力，以及衬层浆料自身的表面张力，可以避免衬层浆料在推进剂浇注过程中出现流挂现象，同时免除了对涂覆后的衬层浆料进行高温预固化处理过程，保证了衬层浆料的成型、保障了固体火箭发动机衬层的浇注质量。在骨架预置过程中，可以先利用衬层浆料的粘性，将骨架粘附到绝热层表面；再利用工装，将骨架固定到绝热层表面，保证在衬层浆料的涂覆过程中，骨架不会发生位置偏移。
步骤三，衬层浆料涂覆。在衬层浆料涂覆过程中，在固定好的骨架上实施衬层浆料的涂覆，并保证衬层浆料的涂覆厚度与专用骨架的结构高度均匀一致。
步骤四，衬层涂后处理。在衬层涂后处理过程中，需要进行拆除专用工装、补涂衬层浆料、真空去除气泡等处理，即在专用工装的拆除部位补充填涂衬层浆料，并在一定温度下真空去除衬层浆料涂覆过程有可能产生的气泡。