[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

说明书

本发明公开了一种固体火箭发动机前封头内绝热层结构及其成型方法，实现了内绝热层内型面多台阶结构，内绝热层由如下方法制成：步骤一：根据内绝热层结构制作模具；步骤二：前封头内壁面喷砂处理；步骤三：配置液体绝热层；步骤四:前封头内倒入设定质量的液体绝热层；步骤五:将模具与前封头装配至设定位置，以保证绝热层设计厚度；步骤六：产品放入烘箱固化；步骤七：满足固化时间后，取出产品，降至常温后，取出模具，并对绝热层整形切削，得到设计的绝热层。本发明的绝热层尺寸控制精度高，质量一致性好，工艺简单，可满足各种不规则形状的内绝热层成型需要。

技术领域

本发明涉及一种固体火箭发动机前封头内绝热层结构及其成型方法,属于固体火箭发动机前封头内绝热层结构技术领域。

背景技术

内绝热层是固体火箭发动机热防护结构中的重要部份之一，在发动机工作过程中起到隔热和防护的作用，以保证金属壳体不被高温气体烧蚀。随着战术导弹对固体火箭发动机性能要求越来越高，发动机装药结构也越来越多样化，导致内绝热层的结构也越来越复杂。而内绝热层作为发动机的消极质量，在保证性能安全可靠的前提下，应保证设计的内绝热层尽可能薄。

目前，制造内绝热层的方法主要是通过三元乙丙橡胶生胶片贴片后热压或模压成型两种工艺。发动机前封头内绝热层一般通过生胶片贴片后模压成型，生胶片厚度限制及成型工艺难以实现超薄及内型面复杂的绝热层生产的需要。因此，亟需一种稳定可靠的成型工艺，实现这一需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种固体火箭发动机前封头内绝热层结构及其成型方法，突破常规绝热层设计及成型工艺手段，实现了前封头内绝热层超薄及复杂内型面的生产成型，可以减轻内绝热层质量，提高发动机效能。

本发明的技术解决方案是：

一种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。

进一步的，所述内绝热层的弧形截面可以表示为：弧形截面由三段面相切而成，中心面为SR150mm的球面，过渡面为R30mm的圆弧面，外侧为直径180mm的圆柱面。

进一步的，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。

进一步的，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R1.5mm。

进一步的，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。

进一步的，本发明还提出一种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。