[發明專利]一種固體火箭發動機擴散段絕熱層纏繞方法

無效

• 申請號: 200810041387.X
• 申請日: 2008-08-05
• 公開（公告）號: CN101642961A
• 公開（公告）日: 2010-02-10
• 發明（設計）人: 唐妹紅;葉臻愷;黃道明;陳孝銀;黃維悅
• 申請（專利權）人: 上海復合材料科技有限公司
• 主分類號: B29C70/30
• 分類號: B29C70/30;F02K9/32;B29L31/30
• 代理公司: 上海智信專利代理有限公司
• 代理人: 胡美強

技術領域

本發明涉及一種高熱發動機擴散段，尤其涉及一種固體火箭發動機擴散段絕熱層纏繞方法。

背景技術

戰術導彈發動機擴散段是將導彈發動機的熱能轉化為動能的地方，對發動機的總沖等性能有重要的影響。擴散段絕熱層的耐燒蝕穩定性取決于燒蝕層質量，燒蝕層穩定性差可導致發動機工作及導彈飛行失敗。擴散段絕熱層采用高硅氧/鋇酚醛布帶纏繞，經熱壓罐固化成型，最后與擴散段金屬殼體膠接制得。

擴散段絕熱層厚度大于20mm，不需加工的內型面不應有分層、氣孔、剝落等缺陷。在距擴散段絕熱層小端150mm的軸向距離內，擴散段內表面不允許有深度超過0.3mm的溝槽，其余部位的溝槽深度不大于0.4mm。不允許有貫穿性或穿透性皺褶存在。擴散段絕熱層的密度≥1.65g/cm³，氧-乙炔線燒蝕率≤0.15mm/s，環形拉伸強度≥80MPa。

由于擴散段的厚度大于20mm，因此現有技術中的一次纏繞不能滿足厚度和密度等要求。

發明內容

本發明需要解決的技術問題是提供了一種固體火箭發動機擴散段絕熱層纏繞方法，旨在解決上述的問題。

為了解決上述技術問題，本發明是通過以下步驟實現的：

芯模溫度為60±10℃，烘道溫度為40～60℃；

纏繞分兩層進行，采用不同的張力纏繞：第一層為14～16kgf，第二層為11～13kgf；在纏繞第一層后進行預固化，空氣溫度78℃-82℃時，保溫1.4h-1.6h，加壓0.6-0.8MPa；空氣溫度98℃-102℃時，保溫0.4h-0.6h，加壓0.6-0.8MPa；

在纏繞第二層后進行固化，固化過程中，空氣溫度104℃-106℃時，加壓0.6-0.8MPa；空氣溫度150℃時，保溫1.8h-2.2h，加壓0.6-0.8MPa；

整個過程使用真空袋抽真空。

與現有技術相比，本發明的有益效果是：制得的擴散段尺寸和性能均能滿足設計要求。

具體實施方式

下面結合具體實施方式對本發明作進一步詳細描述：

本發明是通過以下步驟實現的：

芯模溫度為60±10℃，烘道溫度為40～60℃；

纏繞分兩層進行，采用不同的張力纏繞：第一層為14～16kgf，第二層為11～13kgf；在纏繞第一層后進行預固化，空氣溫度78℃-82℃時，保溫1.4h-1.6h，加壓0.6-0.8MPa；空氣溫度98℃-102℃時，保溫0.4h-0.6h，加壓0.6-0.8MPa；

在纏繞第二層后進行固化，固化過程中，空氣溫度104℃-106℃時，加壓0.6-0.8MPa；空氣溫度148℃-152℃時，保溫1.8h-2.2h，加壓0.6-0.8MPa；

整個過程使用真空袋抽真空；

在纏繞第二層之前，涂一層本體樹脂。

在本發明過程中，纏繞張力、模具溫度和烘道溫度相互關聯。合適的纏繞張力可防止滑移，避免溝槽的形成。纏繞時，布帶由纏繞張力拉直而實現要求的變形。其間，布帶重疊纏繞與模具錐面幾乎為線接觸，對布帶施加合適的纏繞張力，布帶在芯模的徑向承受壓緊力，預熱后的布帶層與層之間通過樹脂粘接，纏繞的起始位置布帶與模具貼合緊密、烘道溫度與模具溫度取值合理，布帶就不會發生滑移。

在纏繞第二層之前，涂一層本體樹脂。這樣有利于固化時樹脂的流動，保證固化后的擴散段不出現分層現象。

本發明由于采用纏繞-預固化-纏繞-固化的成型方式，制得的產品厚度大于20mm，性能指標符合要求。

兩次纏繞沒有采用傳統的等張力纏繞，而是采用逐層張力遞減的纏繞成型方法。

預固化主要目的是預處理后的纏繞層在固化時流動性好，強調其整體性能。

纏繞第二層之前，涂一層本體樹脂，可以保證固化后的擴散段不出現分層現象。