用于固体火箭发动机的耐低温柔性接头成型方法技术

本发明专利技术公开了一种用于固体火箭发动机的耐低温柔性接头成型方法，包括步骤：1)准备若干呈环形的金属增强件和弹性件；2)在固定后接头/活动倒锥体壳体表面交替粘接弹性件和金属增强件，且与固定后接头/活动倒锥体壳体直接粘接的最内侧及最外侧均为弹性件，然后将活动倒锥体壳体/固定后接头粘接于最外侧弹性件形成整体件；3)将整体件装模并硫化处理，温度为145～155℃，压力为5～10MPa，保温时间为30～60min，出模后即得柔性接头。本发明专利技术将活动倒锥体壳体和固定后接头与弹性件及金属增强件一起，整体热粘成型，解决了现有柔性接头易造成漏气、易脱粘及摆动力矩不稳定的现象，能在‑40℃～50℃温度下长期使用。

Low softness joint forming method for solid rocket motor

The invention discloses a method for low temperature resistant joint forming method of solid rocket engine comprises the following steps: 1) for a plurality of annular metal reinforcing member and an elastic member; 2) joint activities / cone shell surface alternating elastic parts and metal reinforcement bonding in the fixed, and fixed joint / the inner sides of inverted cone and the outer shell of direct bonding are elastic, then the events cone shell / fixed joints bonded to the lateral elastic member integrally formed; 3) the whole piece mold and sulfurized, temperature 145 to 155 DEG C, the pressure is 5 ~ 10MPa, the holding time is 30 ~ 60min, a mold is made after the flexible joint. The activity of cone shell and fixed joint and elastic piece and metal reinforcement together, the overall thermal molding, solves the problem of flexible joint caused by leakage, easy debonding and swing moment instability, long-term use of 40 to 50 DEG C temperature.

【技术实现步骤摘要】
用于固体火箭发动机的耐低温柔性接头成型方法
本专利技术涉及结构件成型技术，具体地指一种用于固体火箭发动机的耐低温柔性接头成型方法。
技术介绍
固体火箭发动机上的柔性接头用于将喷管的可动部件与固定部件连接起来，并实现可动部件与固定部件之间的密封，其在众多的导弹型号上应用广泛。柔性接头作为固体火箭发动机柔性喷管固定体和可动体之间的连接件，承受着燃烧室压强、喷管摆动时的不对称作用力及加速度载荷等。柔性接头是固体火箭发动机推力矢量控制的主要结构形式，因此，柔性接头的结构及成型过程至关重要。目前，柔性接头的成型普遍通过先热粘成型增强件/弹性体复合件，再通过冷粘的方式将该复合件与前、后法兰进行连接。但是该成型方法存在以下缺点：1)所得连接件适用温度范围窄，耐低温性差；2)前、后法兰冷粘界面强度低于热粘强度，制备的柔性接头在后续工况及摆动试验中易造成漏气、脱粘及摆动力矩不稳定等现象，大大降低了生产效率与产品质量；3)操作不便，在成型时要借用至少两套工装。
技术实现思路
本专利技术的目的就是要提供一种用于固体火箭发动机的耐低温柔性接头成型方法，该方法成型的柔性接头适用温度范围宽，性能优良，成型操作便利。为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案是：一种用于固体火箭发动机的耐低温柔性接头成型方法，包括以下步骤：1)准备若干呈环形的金属增强件和若干呈环形的弹性件；2)在固定后接头/活动倒锥体壳体表面依次粘接步骤1)中的弹性件和金属增强件，弹性件与金属增强件交替粘接，且与固定后接头/活动倒锥体壳体直接粘接的最内侧及最外侧均为弹性件，然后将活动倒锥体壳体/固定后接头粘接于最外侧弹性件粘接侧面，形成整体件；3)将步骤2)中的整体件装模并进行硫化处理，硫化温度为145～155℃，硫化压力为5～10MPa，保温时间为30～60min，出模后即可得所述柔性接头。进一步地，所述步骤1)中，所述弹性件材质采用耐低温的丁二烯。进一步地，所述步骤2)中，先将金属增强件两侧面进行喷砂处理并清洗晾干，然后在金属增强件两侧进行第一次涂胶处理，形成粘接面，并在40～50℃温度下保温20～30min，接着在粘接面上进行第二次涂胶处理，并在80～85℃温度下保温10～15min。进一步地，所述步骤2)中，弹性件和金属增强件按孔径从固定后接头侧向活动倒锥体壳体侧依次递增的顺序同心排布。进一步地，第一次涂胶处理采用开姆洛克CH-205胶液，第二次涂胶处理采用开姆洛克CH-220胶液。进一步地，所述步骤1)中，使用开炼机对耐低温的丁二烯进行出片，薄通3～5次，形成弹性件。进一步地，所述步骤3)中，硫化温度为145～155℃，硫化压力为9～10MPa，保温时间为55～60min，进一步地，所述步骤2)中，第一次涂胶处理后，在45～50℃温度下保温25～30min。更进一步地，所述步骤2)中，先将固定后接头和活动倒锥体壳体的粘接面进行喷砂处理。与现有技术相比，本专利技术具有以下优点：其一，本专利技术将活动倒锥体壳体和固定后接头与弹性件及金属增强件一起，整体热粘成型，解决了现有柔性接头在后续工况及摆动试验中易造成漏气、易脱粘及摆动力矩不稳定的现象。其二，本专利技术制得的柔性接头耐低温性能优良，可在-40～50℃下保持良好的力学性能及工艺性，从而大幅提高了固体火箭发动机系统的野外适应能力；本专利技术制得的柔性接头密封性好，摆动力矩稳定，能在-40℃～50℃温度下长期使用。其三，本专利技术省去了现有技术中的冷粘工艺和前后法兰，同时，成型过程中减少了一套冷粘成型工装，不但简化成型工艺，而且大幅提升了生产效率与产品质量。附图说明图1为利用本专利技术成型方法得到的一种用于固体火箭发动机的耐低温柔性接头的结构示意图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步的详细说明，便于更清楚地了解本专利技术，但它们不对本专利技术构成限定。实施例1针对如图1所示的某型号柔性接头，成型过程包括以下步骤:1)按照柔性接头结构要求加工出10个厚度为3mm且不同直径呈同心圆环状的金属增强件1，该金属增强件1由30CrMnSiA锻件加工而成。按柔性接头结构采用30CrMnSiA锻件加工出固定后接头4和活动倒锥体壳体3，其端面均布16个螺纹孔。使用开炼机对耐低温丁二烯进行出片，按尺寸要求裁剪出11个厚度为2.0～2.10mm的环形弹性件2。2)对金属增强件双面及固定后接头、活动倒锥体壳体粘接面进行喷砂处理，并用丙酮对喷砂处理后的金属增强件清洗2～3次，并晾干。3)对金属增强件进行排序，按照内径由小变大的顺序进行编号，并按该顺序依次将适量开姆洛克CH-205胶液涂刷于金属增强件的被粘接面，并在温度为40～50℃范围保温20～30min，然后将已经刷涂CH-205并晾干后的金属增强件被粘表面刷涂适量开姆洛克CH-220胶液，再次将金属件置入烘箱中在温度为80～85℃范围保温10～15min。4)首先在固定后接头粘接刷胶表面放置对应尺寸的弹性件，之后按照编号放入下一件金属增强件、弹性件，最终依次进行，放置每层金属增强件后，使用高度尺检测一周4点的高度，保证同一个金属增强件的高度差小于0.2mm，最终金属增强件与弹性件形成相互间隔粘接界面。5)将活动倒锥体壳体倒扣于最外层弹性件表面，并将工装上模置于上方。6)将装模完成的弹性件与金属增强件复合体放入硫化机上进行硫化处理，硫化处理的温度为(150士5)℃，设备压力为9～10MPa，保温时间为55～60min。7)将硫化好的柔性接头随设备降至50℃以下，并进行出模，出模时，首先将活动倒锥体、固定后接头与工装相连接的螺栓卸下，之后取掉上模及模具嵌件，再将硫化好的柔性接头取出，并对该零件进行修边处理。得到的柔性接头由11层弹性件及10层金属增强件交替硫化粘接而成，弹性件与金属增强件复合体的两端分别与固定后接头及活动倒锥体壳体热粘连接成一个整体。该柔性接头在-40～50℃工况下性能优良，不漏气，不脱粘，摆动力矩稳定。实施例2一种用于固体火箭发动机的耐低温柔性接头成型方法，包括以下步骤：1)按照柔性接头结构要求加工出多个厚度为3mm且不同直径呈同心圆环状的金属增强件，该金属增强件由30CrMnSiA锻件加工而成。按柔性接头结构采用30CrMnSiA锻件加工出固定后接头和活动倒锥体壳体，其端面均布螺纹孔。使用开炼机对耐低温丁二烯进行出片，按尺寸要求裁剪出多个直径不同且厚度为2.0～2.10mm的环形弹性件。2)对金属增强件双面及固定后接头、活动倒锥体壳体粘接面进行喷砂处理，并用丙酮对喷砂处理后的金属增强件清洗2～3次，并晾干。3)对金属增强件进行排序，按照内径由小变大的顺序进行编号，并按该顺序依次将适量开姆洛克CH-205胶液涂刷于金属增强件的被粘接面，并在温度为40～50℃范围保温20～30min，然后将已经刷涂CH-205并晾干后的金属增强件被粘表面刷涂适量开姆洛克CH-220胶液，再次将金属件置入烘箱中在温度为80～85℃范围保温10～15min。4)首先使用螺钉将活动倒锥体壳体与工装上模进行连接和固定，并在固定好的活动倒锥体壳体粘接面上放置对应尺寸的弹性件，之后按照由大直径到小直径的顺序将金属增强件进行排列，将大直径的金属增强件放入前述弹性件的表面，并使用高度尺检测尺寸，保证该金属增强件4个本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于固体火箭发动机的耐低温柔性接头成型方法，其特征在于：包括以下步骤：1)准备若干呈环形的金属增强件和若干呈环形的弹性件；2)在固定后接头/活动倒锥体壳体表面依次粘接步骤1)中的弹性件和金属增强件，弹性件与金属增强件交替粘接，且与固定后接头/活动倒锥体壳体直接粘接的最内侧及最外侧均为弹性件，然后将活动倒锥体壳体/固定后接头粘接于最外侧弹性件粘接侧面，形成整体件；3)将步骤2)中的整体件装模并进行硫化处理，硫化温度为145～155℃，硫化压力为5～10MPa，保温时间为30～60min，出模后即可得所述柔性接头。

【技术特征摘要】
1.一种用于固体火箭发动机的耐低温柔性接头成型方法，其特征在于：包括以下步骤：1)准备若干呈环形的金属增强件和若干呈环形的弹性件；2)在固定后接头/活动倒锥体壳体表面依次粘接步骤1)中的弹性件和金属增强件，弹性件与金属增强件交替粘接，且与固定后接头/活动倒锥体壳体直接粘接的最内侧及最外侧均为弹性件，然后将活动倒锥体壳体/固定后接头粘接于最外侧弹性件粘接侧面，形成整体件；3)将步骤2)中的整体件装模并进行硫化处理，硫化温度为145～155℃，硫化压力为5～10MPa，保温时间为30～60min，出模后即可得所述柔性接头。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机的耐低温柔性接头成型方法，其特征在于：所述步骤1)中，所述弹性件材质采用耐低温的丁二烯。3.根据权利要求1或2所述的固体火箭发动机的耐低温柔性接头成型方法，其特征在于：所述步骤2)中，先将金属增强件两侧面进行喷砂处理并清洗晾干，然后在金属增强件两侧进行第一次涂胶处理，形成粘接面，并在40～50℃温度下保温20～30min，接着在粘接面上进行第二次涂胶处理，并在80～85℃温度下保温10～15min。4....

【专利技术属性】
技术研发人员：肖雯静，谭云水，张志斌，邓德凤，曾甜甜，
申请(专利权)人：湖北三江航天江北机械工程有限公司，
类型：发明
国别省市：湖北,42