[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

说明书

本发明公开一种固体火箭发动机用后封头绝热层结构及成型方法，属于固体火箭发动机热防护结构绝热层设计和制造领域。目前后封头绝热层结构难以同时满足轻质，抗烧蚀和抗冲刷高效率制造以及低成本的使用要求，本发明以绝热本体作为结构支撑，轻质橡胶类绝热材料预成型后设置分布在收敛大端部位，固化树脂类绝热材料预成型后设置分布在收敛窄通道部位，交接处采用阶梯式台阶过渡对搭接，利用成型模具工装整体一次热固化成型形成一体化结构。实践证明，本发明制备得到的后封头绝热层结构各界面粘接可靠，成型效率高，产品综合性能好，能较好地同时满足发动机后封头绝热结构的综合使用要求。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机热防护结构绝热层设计和制造领域，涉及一种固体火箭发动机用后封头绝热层结构及成型方法。

背景技术

随着固体火箭发动机高性能、低成本使用的牵引，其热防护结构的设计和成型方法越来越要求具有可靠的适应性。作为固体火箭发动机重要结构部件的后封头一般都要承受发动机高温高速燃气流烧蚀和收敛处更恶劣的急速冲刷，使用环境十分恶劣，同时还要满足其他综合使用要求，如为了减少发动机能量的消耗，发动机结构件在满足使用要求时尽量轻质；在制造过程中尽量高质高效低成本。

目前后封头绝热层结构设计和工艺成型一般采用单一材料成型，不能兼顾综合优势，或者采用不同功能材料成型，需要对不同功能材料分别成型，分别加工后粘接组装，存在成型工序过程多，加工周期长，成本高，界面组合粘接可靠性不如直接成型高的特点。基于此，特提出本发明。

发明内容

本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机后封头绝热层结构和成型方法。这种结构和成型方法是利用不同侧重优势性能的未固化绝热材料经过预成型后，对应设置分布在后封头绝热本体不同侧重性能使用要求的部位，采用成型模具和固化设备一次整体固化成型，能较好地满足发动机后封头绝热结构的使用要求和制造高质高效低成本要求；由于是一次热固化成型的一体化结构，各界面粘接可靠，成型的质量和制造效率较其他方法有本质的提高。

为实现上述技术效果，本发明采用如下所述的技术方案：

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、收敛大端部位的轻质橡胶类绝热层2和收敛窄通道的抗烧蚀抗冲刷绝热层3。其中绝热本体作为结构支撑，轻质橡胶类绝热层设置在绝热本体的收敛大端部位，抗烧蚀和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。

本发明中，轻质橡胶类绝热层为橡胶类绝热材料，优选为三元乙丙橡胶类绝热材料或丁腈橡胶类绝热材料；抗烧蚀和抗冲刷绝热层为耐烧蚀纤维或织物，优选地，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，所述的碳纤维丝或织物、高硅氧纤维或织物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，更优选地，所述的碳纤维丝或织物、高硅氧纤维或织物的浸渍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，此时树脂在碳纤维丝或织物、高硅氧纤维或织物涂覆更加均匀；绝热本体为金属材质。

本发明还提供一种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力计算压强为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力计算压强为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收敛大端部位，抗烧蚀和抗冲刷绝热层预成型后设置在收敛窄通道部位，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。