[发明专利]一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法

说明书

本发明涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法，属于绝热层成型工艺领域。所述方法包括：根据发动机燃烧室壳体设计结构，制备未完全硫化的绝热层预制件，所述未完全硫化的绝热层预制件外径小于所述发动机燃烧室壳体内径；通过热硫化型胶黏剂将所述未完全硫化的绝热层预制件粘贴在所述发动机燃烧室壳体内壁；热压硫化，得到具有绝热层的发动机燃烧室壳体。本发明利用绝热层预制件自身的内撑张力以及与燃烧室壳体内壁良好的隔离间隙，有效解决了生胶片贴片扭曲、排气不顺的问题，绝热层与壳体界面粘接可靠性得到提高。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机的绝热层成型工艺，特别是能用于大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室内绝热层成型的工艺，属于绝热层成型工艺领域。

背景技术

目前，制造固体火箭发动机内绝热层的方法主要有气囊加压成型、模具加压成型、硫化罐热压成型工艺等。就大长径比(如图2所示L/D≥7)的小型固体火箭发动机燃烧室内绝热层成型而言，只有气囊加压成型和硫化罐热压成型工艺可行。但是硫化罐热压成型工艺难以排出绝热层与壳体之间的气体，容易出现绝热层鼓包、脱粘现象。

气囊加压成型工艺可以通过前期的抽真空工序排出绝热层与壳体之间的气体，能较好地保证界面粘接可靠性。目前常采用带导气槽的生胶片通过手工贴片方式贴附在壳体内壁，然后通过抽真空工序排出生胶片与壳体之间的气体，最后加压硫化成型。但是针对大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室壳体而言，在生胶片贴片过程中胶片容易在中段扭曲变形，导致导气槽不通顺，生胶片与壳体之间的气体难以彻底排出。同时采用生胶片贴片工艺难以保证绝热层有效搭接，且搭接部位厚度偏厚。

因此，亟需一种界面粘接可靠、厚度均匀、操作简便的绝热层成型工艺，以满足大长径比的小型固体火箭发动机燃烧室的绝热需要。

发明内容

为解决现有技术中存在的问题，本发明提供了一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法，利用绝热层预制件自身的内撑张力以及与燃烧室壳体内壁良好的隔离间隙，有效解决了生胶片贴片扭曲、排气不顺的问题，绝热层与壳体界面粘接可靠性得到提高。

为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：

一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法，包括：

根据发动机燃烧室壳体设计结构，制备未完全硫化的绝热层预制件，所述未完全硫化的绝热层预制件外径小于所述发动机燃烧室壳体内径；

通过热硫化型胶黏剂将所述未完全硫化的绝热层预制件粘贴在所述发动机燃烧室壳体内壁；

热压硫化，得到具有绝热层的发动机燃烧室壳体。

在一可选实施例中，所述未完全硫化的绝热层预制件外径为所述发动机燃烧室壳体内径的92-96％。

在一可选实施例中，所述未完全硫化的绝热层预制件的交联密度为完全硫化时的交联密度的70-85％。

在一可选实施例中，所述制备未完全硫化的绝热层预制件，包括：

通过缠绕成型或模压成型工艺制备绝热层预制件；

对所述绝热层预制件进行不完全硫化，得到未完全硫化的绝热层预制件。

在一可选实施例中，根据下式确定绝热层预制件成型模芯的外径：

其中，D_MX为模芯外径，D_KT为发动机燃烧室壳体内径，优选100～200mm，d为绝热层厚度，K为绝热层材料在对应成型工艺中的收缩率，α为所述未完全硫化的绝热层预制件外径与所述发动机燃烧室壳体内径的比值。

在一可选实施例中，所述绝热层预制件材质为三元乙丙橡胶、丁腈橡胶或硅橡胶。