[发明专利]一种固体火箭发动机用后封头绝热层结构及成型方法

权利要求书

1.一种固体火箭发动机后封头绝热层结构，其包括绝热本体（1）、轻质橡胶类绝热层（2）和抗烧蚀抗冲刷绝热层（3）,其中绝热本体作为结构支撑,其具有收敛部，轻质橡胶类绝热层设置在绝热本体的收敛大端部位，抗烧蚀抗冲刷绝热层设置在绝热本体的收敛窄通道部位，两种材料预成型后分布的交接处采用阶梯式台阶过渡对搭接，利用工装模具和通用热加压成型设备在绝热本体上进行整体一次热固化成型形成一体化整体结构；

所述固体火箭发动机后封头绝热层的成型方法，其具体包括如下步骤：

1）把未硫化的低密度橡胶型绝热材料预成型，预成型温度50℃~90℃，压力按预成型模具承压面积和设备压强计算，压强为5MPa~20MPa，预成型时间3min~10min；

2）把未固化的具有抗烧蚀抗冲刷的绝热材料预成型，预成型温度70℃~90℃，压力按预成型模具承压面积和设备压强计算，压强为5MPa~20MPa，预成型时间0.5h~1h，关闭设备加热，保压自然冷却至室温脱模；

3）两种绝热材料预成型后放入绝热本体时，低密度橡胶类型绝热层预成型后设置在绝热本体的收敛大端部位，抗烧蚀抗冲刷绝热层预成型后设置在绝热本体的收敛窄通道部位，其交接处有分别对应预成型的阶梯式过渡台阶，通过二次加温加压固化工艺过程自然交织一体。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机后封头绝热层结构，其特征在于，轻质橡胶类绝热层为橡胶类绝热材料，所述的抗烧蚀抗冲刷绝热层为耐烧蚀纤维或织物复合材料，所述的绝热本体为金属材质。

3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机后封头绝热层结构，其特征在于，所述的橡胶类绝热材料为三元乙丙橡胶类绝热材料或丁腈橡胶类绝热材料；所述的耐烧蚀纤维或织物复合材料为碳纤维丝或织物或高硅氧纤维或织物，其在使用前用胺类酚醛树脂用乙酸乙酯稀释后的稀释液浸渍。

4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机后封头绝热层结构，其特征在于，所述的稀释液为氨酚醛树脂使用乙酸乙酯按照质量比3:1的浓度稀释得到。

5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机后封头绝热层结构，其特征在于：阶梯式过渡台阶的起始径向位置尺寸L为3mm~8mm，轴向对接位置B取值总厚度A的1/2，搭接距离T取值总厚度A的1/2。

6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机后封头绝热层结构，其特征在于，所述的轻质橡胶类绝热层和绝热本体的界面进行粘接处理，抗烧蚀抗冲刷绝热层和绝热本体的界面不做粘接处理或者涂覆与轻质橡胶类绝热层和绝热本体的界面相同的胶粘剂。

7.根据权利要求1所述的固体火箭发动机后封头绝热层结构，其特征在于，所述的阶梯式过渡台阶的组合方式为对搭接方式，其界面不用预处理胶粘剂。

8.根据权利要求1所述的固体火箭发动机后封头绝热层结构，其特征在于，所述的二次加温加压固化工艺中，二次加温加压固化成型温度150℃~160℃，时间1h~1.5h，压力按预成型模具承压面积和设备压强计算，压强为5MPa~8MPa。

9.根据权利要求1所述的固体火箭发动机后封头绝热层结构，其特征在于，其具体包括如下步骤：

1）把未硫化的低密度橡胶型绝热材料预成，预成型温度70℃，时间7min，压力按预成型模具承压面积和设备压强计算，压强为13MPa；

2）把未固化的具有抗烧蚀抗冲刷的绝热材料预成型，预成型温度80℃，压力按预成型模具承压面积和设备压强计算，压强为13MPa，时间0.8h，到时间后关闭设备加热，保压自然冷却至室温脱模；

3）两种绝热材料预成型后放入绝热本体（1）时，低密度橡胶类型绝热层（2）设置分布在收敛大端方向部位，抗烧蚀抗冲刷绝热层（3）预成型后分布设置在收敛窄通道方向部位，其交接处有分别对应预成型的阶梯式过渡台阶（4），通过二次加温加压固化工艺过程自然交织一体；

所述的二次加温加压固化工艺中，二次加温加压固化成型温度155℃，时间1.3h，压力按预成型模具承压面积和设备压强计算，压强为7MPa。