一种固体火箭发动机绝热层及其成型方法和挤胀工装 |
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| 申请号 | CN201610535155.4 | 申请日 | 2016-07-08 | 公开(公告)号 | CN107351414A | 公开(公告)日 | 2017-11-17 |
| 申请人 | 湖北航天化学技术研究所; | 发明人 | 翟连昆; 付翔; 丁伯林; 李亚; 聂松; 郑光虎; | ||||
| 摘要 | 一种固体火箭 发动机 绝 热层 及其成型方法和挤胀工装，绝热层由如下方法制成：包括以下步骤：步骤一：对绝热套外表面进行 喷砂 处理，处理完毕后清理干净；步骤二：在喷砂处理后的绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂；步骤三：将涂好胶粘剂的绝热套贴入固体 火箭发动机 燃烧室 壳体内壁；步骤四：装配挤胀工装，将绝热套压紧于燃烧室壳体内壁；该挤胀工装包括置于燃烧室壳体内用于挤胀绝热套的挤胀 垫 块 、伸入挤胀垫块内用于挤胀挤胀垫块的挤胀锥、用于带动挤胀锥运动以挤胀挤胀垫块的挤胀组件；步骤五：将燃烧室壳体放入硫化罐中硫化；步骤六：待硫化结束，取出燃烧室壳体，待冷却后拆除挤胀工装。本 发明 减少了发动机绝热成型的返工率，提高了绝热层的外观 质量 。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种固体火箭发动机绝热层成型方法，其特征在于：包括以下步骤： |
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| 说明书全文 | 一种固体火箭发动机绝热层及其成型方法和挤胀工装技术领域[0001] 本发明涉及一种绝热层成型方法，属于绝热层成型工艺技术领域。 背景技术[0002] 随着固体火箭技术的发展，发动机已广泛用作火箭弹和探空火箭的发动机，其需求种类和数量正在快速增长，对固体火箭发动机的快速制造响应能力提出了更高的要求。固体火箭发动机批生产主要包含壳体和喷管的加工、燃烧室装药组合、发动机总装等环节，其中燃烧室的绝热成型是发动机装药组合的瓶颈环节，极大的制约了其快速制造响应能力。 [0003] 一般情况下，发动机燃烧室内绝热层采用气囊预压工艺成型。气囊预压工艺复杂，包括绝热层出片、预成型件制备、绝热层裁片贴片、气囊预压成型、发动机硫化定型等工艺过程，其中裁片、预压过程的模具装卸、气囊预压成型等工艺环节均会消耗大量的时间和人力，并且产品一次合格率低。 发明内容[0005] 本发明所采用的技术方案是：一种固体火箭发动机绝热层成型方法，包括以下步骤：步骤一：对绝热套外表面进行喷砂处理，处理完毕后清理干净； 步骤二：在喷砂处理后的绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂； 步骤三：将涂好胶粘剂的绝热套贴入固体火箭发动机燃烧室壳体内壁； 步骤四：装配挤胀工装，将绝热套压紧于燃烧室壳体内壁； 步骤五：将燃烧室壳体放入硫化罐中硫化； 步骤六：待硫化结束，取出燃烧室壳体，待冷却后拆除挤胀工装。 [0006] 所述绝热套材质为三元乙丙橡胶、丁腈橡胶或丁基橡胶，经模压成型或缠绕成型工艺制备而成。 [0007] 所述步骤一中使用工业级乙酸乙酯清理。 [0008] 所述步骤五中的硫化条件为：硫化时间为60±5min，硫化温度为160±5℃。 [0011] 所述挤胀组件包括置于燃烧室壳体一端的端盖、一端与挤胀锥连接另一端伸出端盖外的螺杆、装于伸出端盖外的螺杆上用于带动螺杆和挤胀锥向端盖方向运动以使挤胀锥挤胀挤胀垫块的螺母。 [0013] 所述挤胀锥的圆锥顶角α与所述挤胀垫块内孔的圆锥顶角相同，tanα不大于燃烧室壳体的长径比；挤胀锥小端直径大于挤胀垫块内孔小端内径。 [0016] 本发明的目的还在于提供一种固体火箭发动机绝热层，技术方案为：所述绝热层由如下方法制成，包括以下步骤： 步骤一：对经模压成型或缠绕成型工艺制备而成的绝热套外表面进行喷砂处理，处理完毕后清理干净； 步骤二：在喷砂处理后的绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂； 步骤三：将涂好胶粘剂的绝热套贴入固体火箭发动机燃烧室壳体内壁； 步骤四：装配挤胀工装，将绝热套压紧于燃烧室壳体内壁； 步骤五：将燃烧室壳体放入硫化罐中硫化； 步骤六：待硫化结束，取出燃烧室壳体，待冷却后拆除挤胀工装。 [0017] 本发明的目的还在于提供一种用于固体火箭发动机绝热层成型的挤胀工装，技术方案为：一种固体火箭发动机绝热层成型用挤胀工装，所述挤胀工装包括置于燃烧室壳体内用于挤胀绝热套的挤胀垫块、伸入挤胀垫块内用于挤胀挤胀垫块的挤胀锥、用于带动挤胀锥运动以挤胀挤胀垫块的挤胀组件；所述挤胀组件包括置于燃烧室壳体一端的端盖、一端与挤胀锥连接另一端伸出端盖外的螺杆、装于伸出端盖外的螺杆上用于带动螺杆和挤胀锥向端盖方向运动以使挤胀锥挤胀挤胀垫块的螺母。 [0018] 所述挤胀垫块呈筒状结构，挤胀垫块内孔为与挤胀锥配合的锥形孔；所述挤胀垫块由硅橡胶材料制成。 [0019] 所述挤胀锥的圆锥顶角α与所述挤胀垫块内孔的圆锥顶角相同，tanα不大于燃烧室壳体的长径比；挤胀锥小端直径大于挤胀垫块内孔小端内径。 [0020] 挤胀锥小端设有用于与螺杆连接的螺纹孔。 [0021] 所述挤胀锥材质为铝。 [0023] 图1为本发明挤胀工装的装配示意图。 [0024] 图2为绝热层成型后的结构示意图。 [0025] 图中，1、燃烧室壳体，2、绝热套，3、挤胀垫块，4、挤胀锥，5、端盖，6、螺杆，7、螺母。 具体实施方式[0026] 图1、图2中，挤胀工装包括置于燃烧室壳体1内用于挤胀绝热套2的挤胀垫块3、伸入挤胀垫块3内用于挤胀挤胀垫块3的挤胀锥4、用于带动挤胀锥4运动以挤胀挤胀垫块3的挤胀组件。 [0027] 挤胀组件包括置于燃烧室壳体1一端的端盖5、一端与挤胀锥4连接另一端伸出端盖5外的螺杆6、装于伸出端盖外的螺杆6上用于带动螺杆6和挤胀锥4向端盖方向运动以使挤胀锥4挤胀挤胀垫块3的螺母7。 [0028] 挤胀垫块3呈筒状结构，挤胀垫块3内孔为与挤胀锥4配合的锥形孔；挤胀垫块3由硅橡胶材料制成。挤胀垫块3外表面为圆柱面，外径与燃烧室绝热层的内径间距不超过2mm。 [0029] 挤胀锥4的圆锥顶角α与挤胀垫块3内孔的圆锥顶角相同，tanα不大于燃烧室壳体1的长径比；挤胀锥4小端直径大于挤胀垫块3内孔小端内径。挤胀锥4小端设有用于与螺杆6连接的螺纹孔，该螺纹孔长40mm。挤胀锥4材质为铝。 [0030] 实施例1按下述步骤制作绝热层： 步骤一：对采用三元乙丙橡胶模压成型制备而成的绝热套外表面进行喷砂处理，处理完毕后使用工业级乙酸乙酯清理干净； 步骤二：在喷砂处理后的绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂； 步骤三：将涂好胶粘剂的绝热套贴入固体火箭发动机燃烧室壳体内壁； 步骤四：装配挤胀工装（挤胀垫块、挤胀锥、挤胀螺杆等），慢慢拧紧螺母，使挤胀锥不断向前挤压挤胀垫块，直至挤胀锥顶至端盖圆孔位置，将绝热套压紧于燃烧室壳体内壁； 步骤五：将燃烧室壳体放入硫化罐中硫化，硫化时间为65min，硫化温度为165℃； 步骤六：待硫化结束，取出燃烧室壳体，待冷却后拆除挤胀工装。 [0032] 实施例2按下述步骤制作绝热层： 步骤一：对采用丁腈橡胶缠绕成型制备而成的绝热套外表面进行喷砂处理，处理完毕后使用工业级乙酸乙酯清理干净； 步骤二：在喷砂处理后的绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂； 步骤三：将涂好胶粘剂的绝热套贴入固体火箭发动机燃烧室壳体内壁； 步骤四：装配挤胀工装，将绝热套压紧于燃烧室壳体内壁； 步骤五：将燃烧室壳体放入硫化罐中硫化，硫化时间为55min，硫化温度为155℃； 步骤六：待硫化结束，取出燃烧室壳体，待冷却后拆除挤胀工装。 [0033] 成型后绝热层表面平整，无凸起、凹坑，采用超声波探伤检测绝热层与壳体界面无脱粘，按4个象限分别测量绝热层厚度，绝热层端面尺寸见表1。绝热层各项性能满足发动机燃烧室验收指标要求。 [0034] 实施例3按下述步骤制作绝热层： 步骤一：对采用丁基橡胶模压成型制备而成的绝热套外表面进行喷砂处理，处理完毕后使用工业级乙酸乙酯清理干净； 步骤二：在喷砂处理后的绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂； 步骤三：将涂好胶粘剂的绝热套贴入固体火箭发动机燃烧室壳体内壁； 步骤四：装配挤胀工装，将绝热套压紧于燃烧室壳体内壁； 步骤五：将燃烧室壳体放入硫化罐中硫化，硫化时间为60min，硫化温度为160℃； 步骤六：待硫化结束，取出燃烧室壳体，待冷却后拆除挤胀工装。 [0035] 成型后绝热层表面平整，无凸起、凹坑，采用超声波探伤检测绝热层与壳体界面无脱粘，按4个象限分别测量绝热层厚度，绝热层端面尺寸见表1。绝热层各项性能满足发动机燃烧室验收指标要求。 [0036] 实施例4按下述步骤制作绝热层： 步骤一：对采用三元乙丙橡胶缠绕成型制备而成的绝热套外表面进行喷砂处理，处理完毕后使用工业级乙酸乙酯清理干净； 步骤二：在喷砂处理后的绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂； 步骤三：将涂好胶粘剂的绝热套贴入固体火箭发动机燃烧室壳体内壁； 步骤四：装配挤胀工装，将绝热套压紧于燃烧室壳体内壁； 步骤五：将燃烧室壳体放入硫化罐中硫化，硫化时间为55min，硫化温度为160℃； 步骤六：待硫化结束，取出燃烧室壳体，待冷却后拆除挤胀工装。 [0037] 成型后绝热层表面平整，无凸起、凹坑，采用超声波探伤检测绝热层与壳体界面无脱粘，按4个象限分别测量绝热层厚度，绝热层端面尺寸见表1。绝热层各项性能满足发动机燃烧室验收指标要求。 [0038] 实施例5按下述步骤制作绝热层： 步骤一：对采用丁腈橡胶模压成型制备而成的绝热套外表面进行喷砂处理，处理完毕后使用工业级乙酸乙酯清理干净； 步骤二：在喷砂处理后的绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂； 步骤三：将涂好胶粘剂的绝热套贴入固体火箭发动机燃烧室壳体内壁； 步骤四：装配挤胀工装，将绝热套压紧于燃烧室壳体内壁； 步骤五：将燃烧室壳体放入硫化罐中硫化，硫化时间为60min，硫化温度为165℃； 步骤六：待硫化结束，取出燃烧室壳体，待冷却后拆除挤胀工装。 [0039] 成型后绝热层表面平整，无凸起、凹坑，采用超声波探伤检测绝热层与壳体界面无脱粘，按4个象限分别测量绝热层厚度，绝热层端面尺寸见表1。绝热层各项性能满足发动机燃烧室验收指标要求。 |
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