一种固体火箭发动机前封头内绝热层及其成型方法与流程

本发明涉及一种固体火箭发动机前封头内绝热层结构及其成型方法,属于固体火箭发动机前封头内绝热层结构技术领域。

背景技术：

内绝热层是固体火箭发动机热防护结构中的重要部份之一，在发动机工作过程中起到隔热和防护的作用，以保证金属壳体不被高温气体烧蚀。随着战术导弹对固体火箭发动机性能要求越来越高，发动机装药结构也越来越多样化，导致内绝热层的结构也越来越复杂。而内绝热层作为发动机的消极质量，在保证性能安全可靠的前提下，应保证设计的内绝热层尽可能薄。

目前，制造内绝热层的方法主要是通过三元乙丙橡胶生胶片贴片后热压或模压成型两种工艺。发动机前封头内绝热层一般通过生胶片贴片后模压成型，生胶片厚度限制及成型工艺难以实现超薄及内型面复杂的绝热层生产的需要。因此，亟需一种稳定可靠的成型工艺，实现这一需求。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种固体火箭发动机前封头内绝热层结构及其成型方法，突破常规绝热层设计及成型工艺手段，实现了前封头内绝热层超薄及复杂内型面的生产成型，可以减轻内绝热层质量，提高发动机效能。

本发明的技术解决方案是：

一种固体火箭发动机前封头内绝热层结构，内绝热层是截面为弧形的空心回转体结构，用于固体火箭发动机前封头的内部绝热，内绝热层的内型面底部中心有圆台状凸起，内绝热层的内型面中部有均匀分布的三个扇环状凸起，内绝热层的内型面边缘有均匀分布的三个扇环状凸起，且中部的三个扇环状凸起与边缘的三个扇环状凸起相互交错分布。

进一步的，所述内绝热层的弧形截面可以表示为：弧形截面由三段面相切而成，中心面为sr150mm的球面，过渡面为r30mm的圆弧面，外侧为直径180mm的圆柱面。

进一步的，内型面底部中心的圆台状凸起、中部的三个扇环状凸起与边缘的三个扇环状凸起厚度相同。

进一步的，内型面底部中心的圆台状凸起、中部的三个扇环状凸起与边缘的三个扇环状凸起的边缘均倒圆角，数值为r1.5mm。

进一步的，中部扇环状凸起的圆心角为60°，两条圆弧半径的差为19mm；边缘扇环状凸起的圆心角为60°；底部中心的圆台状凸起尺寸为直径φ50mm，凸起高度1.5mm。

进一步的，本发明还提出一种固体火箭发动机前封头内绝热层结构的成型方法，步骤如下：

步骤一：根据内绝热层内型面结构制作合金铝模具，并在模具表明喷涂聚四氟乙烯；

步骤二：对固体火箭发动机前封头内壁面喷砂处理，使内表面粗糙，以提高内绝热层与金属前封头的粘结性能；

步骤三：配制液体状态的绝热层；

步骤四:称重设定质量的液体状态绝热层，并将其倒入前封头内；

步骤五:将模具与前封头装配至内绝热层的设计厚度位置，并固定模具；

步骤六：固定好的产品放入烘箱进行固化；

步骤七：满足固化时间后，取出产品，降至常温后，取出模具，随后对前封头内绝热层边沿进行整形切削，保证内绝热层端面与金属面齐平，完成前封头内绝热层结构的成型。

进一步的，步骤一中合金铝模具外形面与待成型绝热层内型面相同，合金铝模具为实心结构，外表面喷涂防粘剂，保证不与绝热层粘接。

进一步的，步骤三中的液体绝热层基础配方是：基胶100份、纤维填料3～5份、粉体填料50～55份、增塑剂5～10份、交联固化剂12～15份、功能助剂4～5份、促进剂0.08～0.12份。

进一步的，步骤四中的倒入前封头的液体绝热层重量为内绝热层设计重量的1.3-1.5倍。

进一步的，步骤六中固化条件为：烘箱温度+60℃，烘箱内静止固化5-7天。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明可减小前封头内绝热层的设计厚度，降低发动机的消极质量，增加导弹射程；

(2)本发明可通过模具及液体绝热层可满足各种变厚度、形状不规则、型面复杂多变的内绝热层结构成型，实现装药设计的多样性；

(3)本发明提供了一种复杂结构内绝热层成型方法，产品成型工艺简单，尺寸控制精度高，产品质量一致性好。

附图说明

图1为本发明实施例提供的前封头内绝热层结构的示意图1；

图2为本发明实施例提供的前封头内绝热层结构的示意图2。

具体实施方式

本发明提供的解决方案是提供一种固体火箭发动机前封头内绝热层结构及其成型方法，如图1和图2所示，包括前封头1、内绝热层2。

内绝热层是截面为弧形的空心回转体结构，用于固体火箭发动机前封头的内部绝热，内绝热层的内型面底部中心有圆台状凸起，内绝热层的内型面中部有均匀分布的三个扇环状凸起，内绝热层的内型面边缘有均匀分布的三个扇环状凸起，且中部的三个扇环状凸起与边缘的三个扇环状凸起相互交错分布。

内绝热层凸起处正好对应燃烧室内的高燃速药柱，发动机工作时，高燃速药柱快速烧完，其对应内绝热层部位会提前暴露在高温高压燃气中，凸起处加厚能保证内绝热层在发动机工作过程中热防护安全可靠，防止金属壳体出现过热现象。

内型面底部中心的圆台状凸起、中部的三个扇环状凸起与边缘的三个扇环状凸起厚度相同。

所述内绝热层的弧形截面可以表示为：弧形截面由三段面相切而成，中心面为sr150mm的球面，过渡面为r30mm的圆弧面，外侧为直径180mm的圆柱面。弧形截面与金属壳体内型面吻合，可以在保证热防护安全可靠的前提下，降低内绝热层质量，从而减小发动机的消极质量，提高发动机质量比。

优选的，内型面底部中心的圆台状凸起、中部的三个扇环状凸起与边缘的三个扇环状凸起的边缘均倒圆角，数值为r1.5mm。倒圆可降低内绝热层固化过程中的结构应力，保证其结构完整性，提高内绝热层成型可靠性。

优选的，中部扇环状凸起的圆心角为60°，两条圆弧半径的差为19mm；边缘扇环状凸起的圆心角为60°；底部中心的圆台状凸起尺寸为直径φ50mm，凸起高度1.5mm。

针对上述内绝热层结构，本发明还给出了一种固体火箭发动机前封头内绝热层结构的成型方法，步骤如下：

步骤一：根据内绝热层内型面结构制作合金铝模具，并在模具表明喷涂聚四氟乙烯；合金铝模具外形面与待成型绝热层内型面相同，合金铝模具为实心结构，外表面喷涂防粘剂，保证不与绝热层粘接。模具端面距离前封头内型面的距离等于内绝热层厚度，为0.5mm；

步骤二：对固体火箭发动机前封头内壁面喷砂处理，使内表面粗糙，以提高内绝热层与金属前封头的粘结性能；

步骤三：配制液体状态的绝热层，具体的：丁羟(htpb)基剂：100份、碳纤维填料3-5份、硼酚醛树脂填料50-55份、dehp增塑剂5-10份、hb交联固化剂12-15份、kh-550功能助剂4-5份、yx-kz促进剂0.08-0.12份。

步骤四:称重设定质量的液体状态绝热层，并将其倒入前封头内；倒入前封头的液体绝热层重量为内绝热层设计重量的1.3-1.5倍，为52～60。

步骤五:将模具与前封头装配至内绝热层的设计厚度位置，并固定模具；

步骤六：固定好的产品放入烘箱进行固化；固化条件为：烘箱温度+60℃，烘箱内静止固化5-7天。

步骤七：满足固化时间后，取出产品，降至常温后，取出模具，随后对前封头内绝热层边沿进行整形切削，保证内绝热层端面与金属面齐平，完成前封头内绝热层结构的成型。

本发明可通过模具及液体绝热层可满足各种变厚度、形状不规则、型面复杂多变的内绝热层结构成型，实现装药设计的多样性；并且产品成型工艺简单，尺寸控制精度高，产品质量一致性好。

下面给出本发明实施例1：

前封头1为高强度钢30crmnsia材料，按设计要求机加工制成。

按下述步骤制造前封头内绝热层：

步骤一：根据内绝热层内型面结构制作合金铝模具，并在模具表明喷涂聚四氟乙烯；合金铝模具外形面与待成型绝热层内型面相同；

步骤二：对前封头内壁面喷砂处理，使内表面粗糙，以提高内绝热层与金属前封头的粘结性能，保证粘结可靠、不脱粘；

步骤三：配制液体状态的绝热层；

丁羟基剂：100份、碳纤维填料4份、硼酚醛树脂填料50份、dehp增塑剂8份、hb交联固化剂15份、kh-550功能助剂5份、yx-kz促进剂0.12份。

步骤四:称重设定质量的液体绝热层，并将其倒入前封头内；倒入前封头的液体绝热层重量为内52.9g。

步骤五：模具与前封头装配至设定的绝热层设计厚度位置，并固定模具；

步骤六：固定好的产品放入烘箱进行固化，烘箱温度+60℃，烘箱内静止固化5天；

步骤七：满足固化时间后，取出产品，降至常温后，取出模具，随后对前封头内绝热层边沿进行整形切削，保证内绝热层端面与金属面齐平，最后得到设计的前封头内绝热层结构。

成型后绝热层表面平整，无凸起、凹坑，内部无气泡，采用超声波探伤检测绝热层与壳体界面无脱粘，绝热层重量和厚度见表1。绝热层性能满足指标要求。

下面给出本发明实施例2：

前封头1为高强度钢30cr3sinimova材料，按设计要求机加工制成。

按下述步骤制造前封头内绝热层：

步骤一：根据内绝热层内型面结构制作合金铝模具，并在模具表明喷涂聚四氟乙烯；合金铝模具外形面与待成型绝热层内型面相同；

步骤二：对前封头内壁面喷砂处理，使内表面粗糙，以提高内绝热层与金属前封头的粘结性能，保证粘结可靠、不脱粘；

步骤三：配制液体状态的绝热层；

htpb基剂：100份、碳纤维填料5份、硼酚醛树脂填料55份、dehp增塑剂8份、hb交联固化剂14份、kh-550功能助剂4份、yx-kz促进剂0.10份。

步骤四:称重设定质量的液体绝热层，并将其倒入前封头内；倒入前封头的液体绝热层重量为56.7g。

步骤五：模具与前封头装配至设定的绝热层设计厚度位置，并固定模具；

步骤六：固定好的产品放入烘箱进行固化，烘箱温度+60℃，烘箱内静止固化7天；

步骤七：满足固化时间后，取出产品，降至常温后，取出模具，随后对前封头内绝热层边沿进行整形切削，保证内绝热层端面与金属面齐平，最后得到设计的前封头内绝热层结构。

成型后绝热层表面平整，无凸起、凹坑，内部无气泡，采用超声波探伤检测绝热层与壳体界面无脱粘，绝热层重量和厚度见表1。绝热层性能满足指标要求。

表1绝热层性能

本发明的方法实现了高尺寸精度要求，复杂结构型面的内绝热层的精确成型，适用于对固体火箭发动机绝热层有特殊结构要求的成型。

本发明的实施例公布的是较佳的实施例之一，对于本领域技术人员而言，显然不限于上述示范性实施例的细节，极易根据上述实施例，领会本发明的精神，并做出不同的引申和变化，但只要不背离本发明的精神，都在本发明的保护范围。