[发明专利]一种固体火箭发动机前封头内绝热层及其成型方法

权利要求书

1.一种固体火箭发动机前封头内绝热层结构的成型方法，其特征在于：

该固体火箭发动机前封头内绝热层结构，内绝热层是截面为弧形的空心回转体结构，用于固体火箭发动机前封头的内部绝热，内绝热层的内型面底部中心有圆台状凸起，内绝热层的内型面中部有均匀分布的三个扇环状凸起，内绝热层的内型面边缘有均匀分布的三个扇环状凸起，且中部的三个扇环状凸起与边缘的三个扇环状凸起相互交错分布；

所述内绝热层的弧形截面表示为：弧形截面由三段面相切而成，中心面为半径SR150mm的球面，过渡面为半径R30mm的圆弧面，外侧为直径180mm的圆柱面；

内型面底部中心的圆台状凸起、中部的三个扇环状凸起与边缘的三个扇环状凸起厚度相同；

内型面底部中心的圆台状凸起、中部的三个扇环状凸起与边缘的三个扇环状凸起的边缘均倒圆角，数值为半径R1.5mm；

中部扇环状凸起的圆心角为60°，两条圆弧半径的差为19mm；边缘扇环状凸起的圆心角为60°；底部中心的圆台状凸起尺寸为直径φ50mm，凸起高度1.5mm；

固体火箭发动机前封头内绝热层结构的成型方法步骤如下：

步骤一：根据内绝热层内型面结构制作合金铝模具，并在模具表明喷涂聚四氟乙烯；

步骤二：对固体火箭发动机前封头内壁面喷砂处理，使内表面粗糙，以提高内绝热层与金属前封头的粘结性能；

步骤三：配制液体状态的绝热层；

步骤四:称重设定质量的液体状态绝热层，并将其倒入前封头内；

步骤五:将模具与前封头装配至内绝热层的设计厚度位置，并固定模具；

步骤六：固定好的产品放入烘箱进行固化；

步骤七：满足固化时间后，取出产品，降至常温后，取出模具，随后对前封头内绝热层边沿进行整形切削，保证内绝热层端面与金属面齐平，完成前封头内绝热层结构的成型。

2.根据权利要求1所述固体火箭发动机前封头内绝热层结构的成型方法，其特征在于：步骤一中合金铝模具外形面与待成型绝热层内型面相同，合金铝模具为实心结构，外表面喷涂防粘剂，保证不与绝热层粘接。

3.根据权利要求1所述固体火箭发动机前封头内绝热层结构的成型方法，其特征在于：步骤三中的液体绝热层基础配方是：基胶100份、纤维填料3～5份、粉体填料50～55份、增塑剂5～10份、交联固化剂12～15份、功能助剂4～5份、促进剂0.08～0.12份。

4.根据权利要求1所述固体火箭发动机前封头内绝热层结构的成型方法，其特征在于：步骤四中的倒入前封头的液体绝热层重量为内绝热层设计重量的1.3-1.5倍。

5.根据权利要求1所述固体火箭发动机前封头内绝热层结构的成型方法，其特征在于：步骤六中固化条件为：烘箱温度+60℃，烘箱内静止固化5-7天。