火箭发动机用的弹性体化酚醛树脂烧蚀性隔热物制造技术

本发明专利技术揭示了一种尤其适用于对火箭发动机所选出的部件进行隔热的弹性体化的酚醛树脂烧蚀性隔热物，和制备该弹性体化的烧蚀性隔热物的组合物。此外，本发明专利技术还揭示了由所述组合物形成的材料的压延片的制造方法。所揭示组合物的优选组分包括丁腈橡胶、硼酸锌和酚醛树脂，所述酚醛树脂能够固化并粘合到尾部敞开火箭发动机和其它火箭发动机部件的圆顶之类的结构上。（*该技术在2020年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本专利技术总的来说涉及，用来在燃料燃烧期间将结构与产生的高温和高压力进行隔离的材料和方法。本专利技术尤其适于将结构进行上述的隔离，这些结构包括而不局限于火箭发动机，例如用于航天工业的固体推进剂火箭发动机的圆顶结构、喷口结构和点火器结构。
技术介绍
固体推进剂火箭发动机在发动机的尾端有一个中心孔和/或空腔，在其中固体推进剂的燃烧产物流动并流过喷口的喉管。燃烧发生于推进剂和形成的燃烧产物的表面，通过喉管后，膨胀并从位于发动机最尾端的喷口的圆锥形出口喷出。当燃烧产物经过喷口的圆锥形出口时，燃烧产物在火箭发动机内从高压下的亚音速加速到环境压力下的超音速。燃烧产物被加速并从火箭发动机喷出的非常高的速度，为推进装有火箭发动机的飞行物或宇宙航天器提供必需的推动力。尾部敞开的固体推进剂火箭发动机一般在发动机的尾端有个很大的空腔，称为尾部圆顶。尾部敞开的结构是用来使用来在火箭发动机内形成推进剂粒子的内部几何形状的模具的后退方便而容易地进行。有了尾部敞开的火箭发动机，燃烧产物在离开喷口之前，能以91m/s(300英尺/秒)以上的速度直接冲击尾部圆顶。因为推进剂燃料燃烧产生的高温和高压力，一般为2760℃(5000°F)和10，341KPa(1500psi)，所以必需为这样的火箭发动机圆顶和发动机的其他部件和部分的内表面，提供能够承受高速气体和燃料氧化的或部分燃烧的微粒的冲击的隔热材料。尾部圆顶的结构一般由铝、合金钢、纤维-树脂复合物制成，如果直接暴露于高速高温的燃烧气体和氧化微粒就会断裂。隔热材料也用于包围并保护紧邻发动机的周围区域免受推进剂燃料快速燃烧所产生的大量热的影响。这样，隔热材料就不仅必须能够承受高速气体和对隔热材料具有很大磨蚀性的微粒的冲击，而且也必须能够经受火箭发动机点火时的高温和高压。火箭发动机有圆锥形喷口，它导向燃烧气体离开发动机和航天器。这样的圆锥形出口能够是固定类型的圆锥体，它一般固定地安装到尾部，或圆顶的后部。另外，而且常见的是，圆锥形出口的角度能是可变化的，或者是可导向类型圆锥，它可由枢轴安装到圆顶的尾部部分，使得圆锥形出口能在选出的范围内有角度地运动，进行导向，或者导航装有发动机的航天器，可使飞行器的方向更容易控制。一般，可导向类型喷口的圆锥形出口能在0-10°范围内进行导向。圆锥形出口，不论是固定类型的或者可导向类型一般都直接连到圆顶的尾部，而且常常对于发动机的中线或纵轴倾斜一预定的角度。当发动机构造成搭接式助推火箭为主或中心宇宙航天器提供增大的发射能量时尤其是这样。对于发动机的中线或纵轴的倾斜角常常采用高达10°的倾斜角。但是，必要时也可以使用其他的倾斜角。在有多个助推火箭的航天器内此倾斜角常常是必需的，而且需要用来将喷出的火焰导向离开航天器的中线，以避免航天器自身或者安装的相邻发动机过热或灼伤。这样，必须构造尾部敞开的火箭发动机的圆顶和位于于圆顶内部的隔热物，以便使发动机的圆锥形出口倾斜个预定角和/或在一预定角度范围内可以导向。当气体通过喷口喉管离开时，倾斜和/或以给定的角度持续导向会导致尾部圆顶内碳增多。由于更为复杂的切削加工、额外的工作量或材料碎屑等问题，喷口倾斜也使制造成本增大。本领域以前采用的圆顶，一般由预定的金属合金制成，其中两个或多个预形成的带包绕成的碳酚醛隔热物的环连续地粘合到圆顶内部的部位，形成隔热的屏障。在过去，由于厚度增大和带包绕成的碳酚醛树脂隔热物能够承受燃烧产物直接冲击到尾部敞开的尾部圆顶造成的机械的和热的磨蚀，使用它可以使惯性重量最小。为了装入圆顶内的合适位置，由于直径依次增大，几何形状复杂，每个这样的环通常都分别制造。从发动机尾部或喷口端向前看，或从圆锥形出口朝推进剂燃料进行燃烧的圆顶看，中空圆顶的直径同样是增大的。为了更好地理解和明白本专利技术，可以参看安装在尾部敞开的固体推进剂火箭发动机的圆顶内的示范性的现有技术隔热物，如附图说明图1和2所示。图1示出了有固定类型圆锥形出口的发动机的尾部敞开的圆顶和喷口。图2示出了有可导向类型圆锥形出口的发动机的尾部敞开的圆顶和喷口。具体地看，图1所示的发动机2有一个圆顶壳10，它通常包围着一个敞开的圆顶区4和喷口喉管区6，而且有圆锥形出口壳22，它通常包围着圆锥形出口区8。圆顶壳10一般是由预定的金属合金制成的壳，包括凸缘部分26，便于使圆顶密封并固定到发动机室外壳(未示出)上。圆锥形出口壳22也一般由金属合金制成，圆锥形出口隔热衬24一般由带包绕成的碳纤维/酚醛树脂复合材料制成。圆顶为了能使圆锥形出口22从发动机的水平纵向中线延伸而必须形成的倾斜或者角度表示为角α。如上所述，角α的范围能够是0-10°，但是α也能够是任何合适的角度。如图1所示，喷口喉管区6由整体的喉管入口(ITE)18所界定，该喉管入口18一般由三向或者四向带包绕成的碳-碳复合材料形成，由喷口喉管隔热物20在外部支撑，该喷口喉管隔热物20一般由单向带包绕成的碳纤维/酚醛材料形成。从图1也可以看出，圆顶区4由尾部圆顶隔热物14所界定，该尾部圆顶隔热物14从圆顶壳10更靠后的尾部部分伸至整体喉管入口18。前圆顶隔热物16与尾部隔热物14在结合界面15连接，并隔热地将壳10在结合界面15向前连接至凸缘26。位于隔热物14和16后面，因此在隔热物14和15与圆顶壳10内表面之间有一切变层12。切变层12一般由含二氧化硅粉或者芳族聚酰胺纤维(例如KevIar材料制成的纤维)的弹性材料和可固化聚合物例如乙烯丙烯二烯单体(EPDM)形成，可购自许多供应商。切变层12在火箭发动机点火时，在略硬的圆顶隔热物14和16与圆顶壳10内表面之间提供缓冲。圆顶壳10、切变层12、尾部圆顶隔热物14和前圆顶隔热物16的结构通常如下所述。切变层12一般是切割并修整成贴合圆顶壳10内表面的合适尺寸和形状的压延片，手工放置到圆顶壳10的基本整个内表面上。购自LordCorp.的粘合体系例如Chemlok 205底涂料和Chemlok236粘合剂，用来保证切变层和圆顶壳10内表面之间的合适粘合。当切变层12合适地放置并修整成适合圆顶壳10的内部轮廓后，切变层和圆顶壳就抽真空装入袋内，然后在高压釜中固化，使切变层12粘合到圆顶壳10的内表面上。这样固化以后，将切变层露出的表面切削加工成适于接受将粘合上去的隔热材料的最终轮廓和表面光洁度。圆顶隔热物14和16都根据已知的现有材料和方法制成，首先是将一条含有用例如酚醛树脂浸渍的碳化人造纤维的带放置或包绕一根具有与各隔热物内表面对应的预定轮廓和尺寸的成形轴而形成。这样的带或带包绕成的材料通常在现有技术中称为带包绕成的碳酚醛树脂复合物材料。这样的带包绕成的碳酚醛材料制造困难，而且购买日益困难，这是由于现有的供货商停止制造这种材料的亚部件，或者不再进行经营。这种前体带起始由North AmericanRayon Corp(NARC)制造，它是North American Rockwell Corp.的纤维制造分部，已经停止了经营。纤维带，当碳化和用酚醛树脂浸渍(纤维产品号MX4926)后，出售价格高于US$100.00/磅(US$200/kg)。但是目前没有美国制造商生产这种带。当NARC宣布计划停止生产前体纤维时，许多公司就购买并囤积了本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种制造尾部敞开火箭发动机（１０２）的内隔热圆顶结构（８０，１１０）的方法，其特征在于：将由预定的弹性体材料形成的切变覆层（８２，１１２）放置到纵向伸展的圆顶结构（８０，１１０）的内表面（８１，１１１）的至少一个所选的部分上；　 　至少将该切变覆层（８２，１１２）固化和粘合到圆顶结构（８０，１１０）的内表面（８１，１１１）的所选的部分上；预形成酚醛树脂复合材料的第一圆顶隔热层（８４，１１４），所述复合材料含有用预定的可固化树脂浸渍的纤维，所述第一圆顶隔热层通 常具有一个外表面和一个内表面；预固化该第一隔热层（８４，１１４）；切削加工该至少一部分第一隔热物（８４，１１４）；将该第一隔热物（８４，１１４）切削加工过的部分定位并粘合到切变覆层（８２，１１２）内表面（８３）的选出 部分上，所述切变覆层至少预先放置并粘合到该内表面（８３）的所选的部分上；形成具有预定厚度的压延片的第二圆顶隔热物（８６，１１８），以最大重量份数计，该压延片材料含有可固化的橡胶成分－１００、阻燃剂成分－８０、酚醛树脂成分－１２０、固 化物系成分－１０；将第二可固化烧蚀性圆顶隔热物（８６，１１８）放置到纵向与第一圆顶隔热物（８４，１１４）最近的圆顶结构（８０，１１０）的内表面（８１，１１１）的至少一部分上；在圆顶结构（８０，１１０）内粘合并固化该第二圆顶隔 热层（８６，１１８）。...

【技术特征摘要】
...

【专利技术属性】
技术研发人员：GS梅特卡夫，WE怀特，
申请(专利权)人：埃里安特技术体系股份有限公司，
类型：发明
国别省市：US[美国]