本發(fā)明屬于固體火箭發(fā)動機制造，具體涉及一種固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法。

背景技術：

1、火箭發(fā)動機在工作時，燃燒室需要承受3000℃以上的高溫、高壓氣流的沖刷，因此需要在燃燒室內(nèi)壁設置絕熱層，保護燃燒室殼體。目前，為進一步提高絕熱層的抗沖刷性能，在絕熱層靠近與噴管連接位置設置抗燒蝕層。

2、固體火箭發(fā)動機絕熱層的成型方法主要包括模壓成型和手工貼片成型，中國專利cn112223781a公開了一種手工貼片成型絕熱底層的成型工藝，手工貼片成型產(chǎn)品表面質(zhì)量較差，易出現(xiàn)凹坑、鼓包、夾氣等缺陷，易被熱氣流侵蝕，從而影響熱防護性能。

3、模壓成型工藝在絕熱層制備領域得到廣泛的應用，目前，由于戰(zhàn)略需求，不同武器裝備的性能越來越高，對發(fā)動機提出越來越高的要求，發(fā)動機結(jié)構(gòu)越來越復雜，模壓工藝受限于絕熱層的尺寸及型面復雜程度，傳統(tǒng)的模壓工藝已經(jīng)不能滿足當前絕熱層成型需求。為了防止在發(fā)動機點火時將抗燒蝕層燒穿，需要將抗燒蝕層包覆在絕熱層內(nèi)，而燒蝕層在絕熱層中的厚度位置也需要精確控制，因為如果燒蝕層靠近發(fā)動機內(nèi)側(cè)或外側(cè)，都可能在點火時提前燒到抗燒蝕層，導致絕熱層結(jié)構(gòu)被燒穿。目前的絕熱層制備方法，無法保證成型后抗燒蝕層在絕熱層中的深度的準確性，和粘接的可靠性，其次，模壓工藝受限于絕熱層尺寸與模具型腔尺寸的匹配度，如溢料通道設置不合理，模壓件的開口處質(zhì)量無法保證。

4、因此，需要提供一種熱防護性能優(yōu)異的固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法。

技術實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明解決的技術問題是提供一種固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，目的為了解決現(xiàn)有的固體火箭發(fā)動機絕熱層熱防護性能差的問題。

2、為了解決上述問題，本發(fā)明提供了一種固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法：

3、所述固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)包括：

4、第一絕熱層底層，所述第一絕熱層底層的外壁適于與發(fā)動機殼體連接；

5、第二絕熱層底層，所述第二絕熱層底層設于所述第一絕熱層底層的內(nèi)側(cè)，且與所述第一絕熱層底層連接；

6、抗燒蝕層，所述抗燒蝕層設于所述第一絕熱層底層與所述第二絕熱層底層之間，并位于所述第一絕熱層底層的與噴管連接的一端；

7、絕熱層蓋層，所述絕熱層蓋層設于所述第二絕熱層底層的內(nèi)側(cè)，且與所述第二絕熱層底層連接；

8、金屬接頭，所述金屬接頭設于所述第一絕熱層底層的外側(cè)，并位于所述第一絕熱層底層的與噴管連接的一端；

9、所述制備方法包括如下步驟：

10、s1：根據(jù)選定的第一絕熱層底層的厚度，利用生膠片，采用模壓法預制所述第一絕熱層底層，得到第一絕熱層底層預制件；將所述第一絕熱層底層預制件的外側(cè)與金屬接頭連接；

11、s2：根據(jù)選定的第二絕熱層底層的厚度，利用生膠片，采用模壓法預制所述第二絕熱層底層，得到第二絕熱層底層預制件；

12、s3：將第一絕熱層底層預制件、抗燒蝕層、第二絕熱層底層預制件粘接，然后于模具中，通過熱壓罐硫化工藝制備得到絕熱層底層；

13、s4：根據(jù)選定的絕熱層蓋層的厚度，利用生膠片，采用整體一步硫化工藝成型絕熱層蓋層預制件；

14、s5：在模具中放入絕熱層底層和絕熱層蓋層預制件，通過熱壓罐硫化工藝成型，得到所述固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)。

15、優(yōu)選地，所述金屬接頭的外側(cè)還設有接頭保護層，所述接頭保護層與所述金屬接頭連接。

16、優(yōu)選地，所述第一絕熱層底層、所述第二絕熱層底層、所述絕熱層蓋層采用絕熱材料；所述絕熱材料包括填料和基體，所述填料為石棉、二氧化硅中的至少一種，所述基體為丁腈橡膠、丁苯橡膠、三元乙丙橡膠和硅酮橡膠中的至少一種。

17、優(yōu)選地，步驟s1中，采用模壓法預制所述第一絕熱層底層時，硫化溫度為85~95℃，保溫110~130min；

18、步驟s2中，采用模壓法預制所述第二絕熱層底層時，硫化溫度為85~95℃，保溫110~130min；

19、優(yōu)選地，步驟s3中，通過熱壓罐硫化工藝制備絕熱層底層時，硫化溫度為145~155℃，保溫110~130min。

20、優(yōu)選地，步驟s4中，通過熱壓罐硫化工藝制備絕熱層蓋層時，硫化溫度為85~95℃，保溫110~130min；

21、步驟s5中，通過熱壓罐硫化工藝制備絕熱層結(jié)構(gòu)時，硫化溫度為145~155℃，保溫110~130min。

22、優(yōu)選地，步驟s3還包括，在將所述第一絕熱層底層預制件、所述抗燒蝕層、所述第二絕熱層底層預制件粘接之前，將所述第一絕熱底層預制件的上表面與所述第二絕熱底層預制件的下表面進行打磨處理，用乙酸乙酯清理干凈表面。

23、優(yōu)選地，步驟s5還包括，在熱壓罐硫化工藝成型之前，在第二絕熱層底層連接金屬件處至與絕熱層蓋層粘接邊緣位置，粘貼聚四氟乙烯膠帶，形成人工脫粘區(qū)域。

24、優(yōu)選地，步驟s5還包括，在熱壓罐硫化工藝成型之前，在絕熱層底層與絕熱層蓋層之間粘接區(qū)域設置生膠片。

25、優(yōu)選地，還包括：利用絕熱生膠片通過模壓預制接頭保護層預制件，模壓預制接頭保護層預制件時的硫化溫度為85~95℃，保溫110~130min；將金屬接頭的粘接面噴砂處理，將接頭保護層預制件打磨后，在金屬接頭的粘接面與接頭保護層預制件的粘接面涂抹膠黏劑，將金屬接頭與接頭保護層預制件粘接。

26、本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比，具有以下有益效果：

27、本發(fā)明的固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，通過預制第一絕熱層底層與第二絕熱層底層，再通過膠粘劑將抗燒蝕層包覆在第一絕熱層底層與第二絕熱層底層之間，保證抗燒蝕層的位置固定，同時，增強抗燒蝕層與其他界面的粘接性能。熱壓罐加壓硫化工藝可解決模壓過程多垂直面無法加壓的情況，保證粘接質(zhì)量，在加壓過程中，可對粘接區(qū)域施加垂直于粘接面的壓力，同時可防止絕熱層底層與蓋層在整體模壓加壓過程中連接金屬件處絕熱層由于壓力過大被破壞。熱壓罐成型工藝，可節(jié)約模具陽模成本，且熱壓罐工藝一次可成型多個絕熱層，同時，可避免模具傳熱帶來的能量損失，縮短成型時間，提高生產(chǎn)效率。

28、本發(fā)明的固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，通過對比普通的高溫膠帶、脫膠布、脫模紙以及聚四氟乙烯膠帶后發(fā)現(xiàn)，條狀聚四氟乙烯膠帶（薄膜），薄膜具有很好的延展性，且粘性較好，粘貼過程中操作性強，不會出現(xiàn)褶皺、夾氣等不平衡現(xiàn)象，避免蓋層在整體成型過程中，蓋層被壓褶皺損傷表面。

技術特征：

1.一種固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，其特征在于：

2.根據(jù)權利要求1所述的固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，其特征在于：

3.根據(jù)權利要求1所述的固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，其特征在于：

4.根據(jù)權利要求1所述的固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，其特征在于：

5.根據(jù)權利要求1所述的固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，其特征在于：

6.根據(jù)權利要求1所述的固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，其特征在于：

7.根據(jù)權利要求1所述的固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，其特征在于；

8.根據(jù)權利要求1所述的固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，其特征在于：

9.根據(jù)權利要求1所述的固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，其特征在于：

10.根據(jù)權利要求1所述的固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，其特征在于：

技術總結(jié)
本發(fā)明提供一種固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)的制備方法，包括如下步驟：S1：采用模壓法預制第一絕熱層底層預制件；將第一絕熱層底層預制件的外側(cè)與金屬接頭連接；S2：采用模壓法預制第二絕熱層底層預制件；S3：將第一絕熱層底層預制件、抗燒蝕層、第二絕熱層底層預制件粘接，然后于模具中，通過熱壓罐硫化工藝制備得到絕熱層底層；S4：采用整體一步硫化工藝成型絕熱層蓋層預制件；S5：在模具中放入絕熱層底層和絕熱層蓋層預制件，通過熱壓罐硫化工藝成型，得到所述固體火箭發(fā)動機絕熱層結(jié)構(gòu)。該方法制得的絕熱層結(jié)構(gòu)，可保證各絕熱層厚度要求，尺寸精確，產(chǎn)品質(zhì)量顯著提高。

技術研發(fā)人員：李麗麗,湯小明,劉魏魏,方偉
受保護的技術使用者：北京玻鋼院復合材料有限公司
技術研發(fā)日：
技術公布日：2025/1/9