[發明專利]一種復合材料固體火箭發動機絕熱層結構及其制備方法

有效

• 申請號: 202010280369.8
• 申請日: 2020-04-10
• 公開（公告）號: CN111516196B
• 公開（公告）日: 2021-01-05
• 發明（設計）人: 任亮;張薇;苗秀銀;高紅成;陳陽
• 申請（專利權）人: 北京玻鋼院復合材料有限公司
• 主分類號: B29C43/12
• 分類號: B29C43/12;B29C43/14;B29C43/18;B29C43/20;B29C35/02;B32B1/00;B32B7/12;B32B15/06;B32B25/04;B32B25/08;B32B25/10;B32B27/42;B32B37/12;F02K9/34
• 代理公司: 北京力量專利代理事務所(特殊普通合伙) 11504
• 代理人: 李婷玉

本發明提供一種復合材料固體火箭發動機絕熱層結構及其制備方法，絕熱層結構包括：絕熱結構底層；絕熱結構蓋層，貼合設置于絕熱結構底層的內側；抗燒蝕結構層，設于絕熱結構底層的噴管連接端，并貼合設置于絕熱結構底層的外側；金屬接頭，設于抗燒蝕結構層的外側。制備方法包括：分別預制抗燒蝕結構層和絕熱結構蓋層；將金屬接頭和預制的抗燒蝕結構層組裝后，在抗燒蝕結構層上設置膠片，整體成型預制絕熱結構底層；將預制的絕熱結構蓋層設置在預制的絕熱結構底層上，整體模壓成型。該復合材料固體火箭發動機絕熱層結構及其制備方法生產效率高，可保證絕熱結構層各部分厚度可控，人工脫粘層深度準確，產品質量高。

技術領域

本發明屬于火箭發動機絕熱結構制造技術領域，具體涉及一種復合材料固體火箭發動機絕熱層結構及其制備方法。

背景技術

固體火箭發動機由燃燒室、推進劑、點火器和噴管等部件組成，其中，燃燒室是用于貯存推進劑、提供燃燒的空間，在火箭發動機工作過程中，燃燒室需要承受3000度以上的高溫、高壓氣流沖刷，為避免燃燒室殼體受損，需要在燃燒室殼體內表面設置絕熱層結構。

目前，國內制造固體火箭發動機內絕熱層的方法主要有手工貼片成型和模壓成型兩種工藝。中國專利文獻CN102632683B公開了一種纖維纏繞發動機殼體絕熱層的手工貼片制作方法，通過手工貼片的方法制作發動機殼體絕熱層，該方法可以保證纖維纏繞發動機殼體絕熱層的手工貼片厚度尺寸，但是，手工貼片生產方式效率低和易出現鼓包、凹坑、脫粘等缺陷，極易受到熱氣流侵蝕，從而導致熱防護失效。為此，整體模壓成型技術得到開發和利用，其優點是可使手工貼片接縫至燃燒室筒體段，但是現代作戰環境對導彈各項性能要求越來越高，導致絕熱層的結構呈現為復雜化趨勢，成型難度日益增加，模壓成型工藝受制于固體火箭發動機的尺寸和絕熱層的結構，傳統的整體模壓成型工藝難以滿足發展的需要，無法保證絕熱結構層的厚度、外形尺寸及內部質量。

發明內容

本發明解決的技術問題是提供一種復合材料固體火箭發動機絕熱層結構及其制備方法，生產效率高，可保證絕熱結構層各部分厚度可控，人工脫粘層深度準確，產品質量高。

為了解決上述問題，本發明提供一種復合材料固體火箭發動機絕熱層結構，包括：

絕熱結構底層，適于與發動機殼體封頭內壁貼合設置；

絕熱結構蓋層，貼合設置于絕熱結構底層的內側；

抗燒蝕結構層，設于絕熱結構底層的噴管連接端，并貼合設置于絕熱結構底層的外側；

金屬接頭，設于抗燒蝕結構層的外側。

需要說明的是，本文中所述內側、外側，均以與發動機殼體封頭的軸線的相對位置定義，靠近軸線的一側為內側。

優選地，絕熱結構底層包括一體設置的直邊段和橢球段，橢球段向下延伸形成接口段；直邊段適于與發動機殼體封頭內壁貼合設置；抗燒蝕結構層的一端與接口段的端部貼合，另一端延伸至橢球段與直邊段的連接處；金屬接頭的一端與抗燒蝕結構層的端部貼合，另一端延伸至橢球段與直邊段的連接處。

優選地，抗燒蝕結構層包括依次貼合設置的抗燒蝕底層、抗燒蝕層和抗燒蝕層蓋層。

優選地，還包括接頭保護層，接頭保護層貼合設置于金屬接頭的外側。

優選地，絕熱結構底層的材料可選三元乙丙橡膠、丁腈橡膠。

優選地，絕熱結構蓋層的材料可選三元乙丙橡膠、丁腈橡膠。

優選地，抗燒蝕結構層中抗燒蝕底層的材料可選三元乙丙橡膠、丁腈橡膠；抗燒蝕層的材料可選碳纖維針刺預制體/改性酚醛、碳纖維三維編織/丁腈改性酚醛；抗燒蝕層蓋層的材料可選三元乙丙橡膠、丁腈橡膠。

本發明的另一目的是提供一種制備上述的復合材料固體火箭發動機絕熱層結構的方法，包括以下步驟：