A kind of internal insulation of solid rocket motor and its forming method, internal insulation layer is made by the following methods: comprises the following steps: using the insulation rubber calender rolling film; step two: the film is a layer formed on the insulating sleeve is wrapped in the core; step three: insulation sleeve into curing autoclave; step four: remove the insulation sleeve after curing, cooling to room temperature; step five: plastic cutting of plastic insulation sleeve, after set off from the adiabatic core; step six: in the adiabatic outer surface evenly adhesive, and then paste in the insulation sleeve of solid rocket engine combustion chamber the inner wall of the casing; step seven: the combustion chamber shell solidified in the vulcanizing tank after the formation of internal insulation. The heat insulation layer has the advantages of high control precision, good quality consistency, simple operation and high production efficiency, which can not only meet the forming of uniform thickness insulation layer, but also meet the requirements of the forming of the heat insulation sleeve with complex structure with variable thickness and irregular shape.
【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机内绝热层及其成型方法
本专利技术涉及导弹武器、太空飞行器领域的热防护材料成型工艺,特别是能用于固体火箭发动机燃烧室内绝热层制造。
技术介绍
目前,制造固体火箭发动机内绝热层的方法主要有热压成型和模压成型两种工艺。热压成型工艺具有技术成熟稳定,应用范围广等优点,但操作工序繁杂,生产效率较低,且大量依靠手工操作,严重阻碍了导弹武器的大批量快速生产。而模压成型工艺受制于固体火箭发动机的尺寸和绝热层的结构,对于铝合金材质或不宜经受高温的发动机都不合适采用该工艺方法。也有研究报道,采用喷涂、刮涂、离心涂覆工艺进行固体火箭发动机燃烧室绝热,但这些方法要求绝热层在常温下应具有较好的流动性,一般为稀浆型绝热材料。现代作战环境对战术导弹的机动性能要求越来越高,导致绝热层的结构呈现为复杂化趋势,传统热压成型工艺和模压成型工艺难以满足发展的需要。因此,亟需研制出一种稳定可靠,可实施性强的绝热层成型工艺,以满足高性能导弹武器批量化生产的需要。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术所存在的工艺效率较低等上述不足而提供一种固体火箭发动机内绝热层成型方法,首次采用绝热层机外一体成型,再与发动机组合粘贴成型,完成发动机实物产品绝热,突破了常规工艺手段,实现了快速生产制造的目的。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是:包括以下步骤:步骤一:使用压延机将绝热层生胶料碾压成胶片;步骤二:将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套;步骤三:将绝热套送入硫化罐中固化;步骤四:取出硫化后的绝热套,冷却至室温;步骤五:对绝热套进行整形切削,整形完毕后将绝热套从模芯上脱下;步骤六: ...
【技术保护点】
一种固体火箭发动机内绝热层成型方法,其特征在于:包括以下步骤:步骤一:使用压延机将绝热层生胶料碾压成胶片;步骤二:将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套;步骤三:将绝热套送入硫化罐中固化;步骤四:取出硫化后的绝热套,冷却至室温;步骤五:对绝热套进行整形切削,整形完毕后将绝热套从模芯上脱下;步骤六:在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂,然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上;步骤七:将燃烧室壳体放入硫化罐中固化后形成内绝热层。
【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机内绝热层成型方法,其特征在于:包括以下步骤:步骤一:使用压延机将绝热层生胶料碾压成胶片;步骤二:将胶片一层一层包裹在模芯上形成绝热套;步骤三:将绝热套送入硫化罐中固化;步骤四:取出硫化后的绝热套,冷却至室温;步骤五:对绝热套进行整形切削,整形完毕后将绝热套从模芯上脱下;步骤六:在绝热套外表面均匀涂刷胶粘剂,然后将绝热套粘贴在固体火箭发动机燃烧室壳体内壁上;步骤七:将燃烧室壳体放入硫化罐中固化后形成内绝热层。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层成型方法,其特征在于:所述绝热层生胶料为采用开炼或密炼工艺炼制的绝热层混炼胶。3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层成型方法,其特征在于:所述绝热层生胶料为三元乙丙橡胶、丁腈橡胶或硅橡胶。4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层成型方法,其特征在于:所述模芯外形面与待成型绝热层内型面相同,模芯内部为空心或实心,材质为金属或砂芯。5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内绝热层成型方法,其特征在于:所述步骤二中的包裹方式为手工将胶片缠绕在模芯上,外层用编织带裹紧,绝热套的厚度为待成型内绝热层...
【专利技术属性】
技术研发人员:聂松,褚蕊,丁伯林,付翔,郑光虎,李月常,
申请(专利权)人:湖北航天化学技术研究所,
类型:发明
国别省市:湖北,42
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