一种固体发动机的硬隔板及其制备方法技术

本发明专利技术公开了一种固体发动机的硬隔板，包括以下结构：帽沿，所述帽沿中部向一侧凸出形成凸部，所述凸部外表面有蜂窝状的多孔结构。同时还公开了所述硬隔板的制备方法，包括以下步骤：制备模具、制备碳化硅陶瓷浆料、制备硬隔板陶瓷生坯、烧结、铝合金与碳化硅材料的复合，制备所述硬隔板。本发明专利技术制备的硬隔板质量轻，应用于导弹中的发动机中时，发动机性能稳定，导弹射程大大提升，还可以应用于口径小于200mm的各类小口径脉冲固体发动机中。所述硬隔板制备过程简单，解决了陶瓷硬隔板难加工和易碎的问题，也降低了生产成本。

【技术实现步骤摘要】
一种固体发动机的硬隔板及其制备方法
本专利技术属于发动机领域，特别涉及一种固体发动机的硬隔板及其制备方法。
技术介绍
脉冲固体发动机利用隔离装置将固体发动机燃烧室分成若干部分(例如发动机燃烧室中的硬隔板将燃烧室分为一级燃烧室和二级燃烧室，也可以用多个硬隔板将固体发动机燃烧室分成多级燃烧室)，进行多次关机和启动，合理分配推力及各脉冲间隔时间，实现导弹飞行弹道的最优控制和发动机能量的最优管理，全面提高各类战术导弹的性能。以双脉冲固体发动机为例，与传统的单推力或单室发动机相比，具备四大优点：①具有双射程攻击能力；②射程更远、杀伤区域更大；③机动性更强、精度更高；④不可逃逸区更大。在同等条件下，采用双脉冲固体发动机作为动力系统的导弹，其末速度可提高20％，射程可增大约20％-30％，空域可扩大1.5-2倍。脉冲固体发动机的隔板(也可称为隔舱)需要满足的条件是：1.一级燃烧室工作时(时间约为5s-40s)，隔板需要承受来自一级燃烧室的高温及压力(2000-3000℃，8-20Mpa压强)，不开裂，保证二级燃烧室药柱不会被点燃；2.一级燃烧室工作结束后10s-5mins，二级燃烧室开始工作，隔板需要在二级燃烧室加压后(2000-3000℃，1-5Mpa压强)快速碎裂，隔板处碎裂截面积直径需要大于2倍喷管直径，同时最大直径碎块需要小于0.5倍喷管直径，且碎块不得有尖锐棱角。目前双脉冲固体发动机及多脉冲固体发动机的隔离装置主要分为非金属软隔板(仅用于双脉冲固体发动机)、非金属易碎式硬隔板以及金属膜片式隔板。<br>非金属软隔板的主要材料为橡胶(更常用的为高硅氧橡胶)，二级燃烧室内部填装固体火药，橡胶软隔板贴紧二级药柱，在一级燃烧室工作时，橡胶软隔板受到一层药柱的冲击力释放在二级药柱端，产生较小的变形。同时橡胶软隔板在高温下的升华可以有效吸收热能，避免高温点燃二级药柱。在二级燃烧室工作时，由于橡胶软隔板经过烧蚀已经变薄，且一级燃烧室对橡胶软隔板不提供支撑力，所以整体易于变形打开。然而橡胶软隔板也存在着以下缺陷：①其制备原因导致无法制备直径小于170mm的软隔板，使其无法应用于小口径导弹及火箭弹上；②由于一级燃烧室工作时对橡胶软隔板烧蚀作用存在差异，所以橡胶软隔板在二级燃烧室工作时打开的压强及时间存在极大的差异，很大程度上影响了飞控系统对火箭弹、导弹的姿态调整；③由于二级药柱需要紧贴橡胶软隔板，极大限制了固体发动机的结构。非金属易碎式隔板目前主要采用玻璃/陶瓷材料，利用材料抗压强度远超抗拉强度的特性，使隔板在凸面承受高压(即隔板在凸面承受一级燃烧室工作时的高压)时不碎裂，隔板凸面承压未碎裂后凹面受压(即隔板在凹面承受二级燃烧室工作的高压)较易破碎。然而陶瓷隔板也存在以下使用缺陷：①因陶瓷材料的性能，着刻痕难加工、遇震易碎裂；②陶瓷隔板需要钢制支撑结构，使其重量大幅增加(以150-200mm口径为例，其重量超过5kg)；③陶瓷隔板破碎时产生的碎块极易对一级燃烧室内壁的绝热层形成划伤，导致二级燃烧室工作时高温燃气对一级燃烧室内壁形成烧蚀，最终形成穿孔等严重影响武器正常工作的缺陷。金属膜片式隔板主要依靠金属作为支撑件，在支撑件一侧利用附着绝热层的金属膜片进行密封，当一级燃烧室加压时，钢制锥塞承受压力，堵塞带有锥度的锥塞孔，对一级、二级燃烧室形成封闭隔离，避免燃气将二级燃烧室内药柱点燃。当二级燃烧室开始工作时，燃气压力将钢制锥塞弹出锥塞孔，使一二级燃烧室可以导通。不过金属膜片式隔板也存在着以下缺陷：①由于隔板结构存在着锥塞孔，其结构强度受到了影响，所以需要进一步加厚隔板结构(经常需要在20mm厚度以上)，导致整体重量增大；②钢制锥塞结构虽然可以承压且具有打开的功能，然而瞬时打开面积较小，降低了发动机的功率，缩减了导弹、火箭弹的射程。总之现有技术中的固体发动机的隔板总还有一些未克服的问题，这些问题影响了火箭、导弹的性能及其应用。因此，提供一种性能更优良的固体发动机的隔板具有推动火箭、导弹发展的积极作用。
技术实现思路
针对现有技术的不足，本专利技术提供一种固体发动机的硬隔板及其制备方法。由本专利技术所述制备方法制备的硬隔板具有质量轻、能同时满足一级燃烧室燃烧、二级燃烧室燃烧以及多级燃烧室燃烧时的要求，对提升火箭、导弹等武器的性能具有显著的作用。本专利技术将铝碳化硅材料应用于脉冲发动机的隔板中，同时设计了新的隔板结构。铝碳化硅材料相对陶瓷具备更好的韧性和可加工性；而相对于钢等应用于隔板的金属，其具有更低的密度，具有质量轻的优点。在铝碳化硅硬隔板陶瓷预制体制备过程中，可以通过模具成型的方式形成刻痕及隔板形状，既解决了陶瓷隔板难加工和易碎的问题，同时相对于金属隔板也起到了大幅减重的作用。一种固体发动机的硬隔板，包括以下结构：帽沿，所述帽沿中部向一侧凸出形成凸部，所述凸部外表面有蜂窝状的多孔结构。优选的，一种固体发动机的硬隔板，包括以下结构：帽沿，所述帽沿中部向一侧凸出形成凸部，所述凸部外表面有经纬线交织而成的多孔结构。所述凸部外表面有蜂窝状的多孔结构即蜂窝状的多孔结构为凸部表面的刻痕；所述凸部外表面有经纬线交织而成的多孔结构即经纬线交织而成的多孔结构为凸部表面的刻痕。优选的，帽沿为圆环形。可选的，帽沿为长方形。所述帽沿表面平整，帽沿的边缘与凸部和帽沿接触的位置的距离超过8mm(优选10mm)；帽沿的厚度为3-15mm(优选5-10mm)。优选的，凸部为椭球。进一步优选的，外表面的椭球(即凸面)的长短轴比为55-65∶28-35(优选60∶30)；内表面的椭球(即凹面)的长短轴比为45-52∶22-27(优选50∶26)。具体的，外表面的椭球的长半轴为58-64mm，短半轴为28-32mm；内表面的椭球的长半轴为48-54mm，短半轴为21-27mm。优选的，蜂窝状的多孔结构为五边形、六边形或七边形等多边形。进一步优选的，蜂窝状的多孔结构为六边形。优选的，所述六边形为正六边形，边长为3-10mm(优选5-6mm)，每条边的宽度为0.1-2mm(优选0.5-1mm)，多孔结构的深度为0.5-5mm(优选2-3mm)；凸部越靠近帽沿的地方，凸部外表面的蜂窝状的多边形的深度越浅。所述经纬线交织而成的多孔结构每条边的边长为3-10mm，宽度为0.1-2mm(优选0.5-1mm)，多孔结构的深度为0.5-5mm(优选2-3mm)。所述多孔结构为盲孔。一种固体发动机的硬隔板的制备方法，包括以下步骤：(1)制备模具：制备所述硬隔板模具(根据所需硬隔板的结构尺寸设计硬隔板模具，制备硬隔板模具的技术，为本领域常规技术)和蜂窝状或经纬线交织而成的多孔结构模具，所述硬隔板模具和蜂窝状或经纬线交织的多孔结构模具相互配合(具体的，所述硬隔板模具和蜂窝状或经纬线交织的多孔结构模具从上下两个方向组合在一起，组合后的模具中间形成空腔，空腔的形状即为所述的硬隔板的形状)形成空腔，备用；(2)制备碳化硅陶瓷浆料：将碳化硅与石蜡按质量比为3∶1-2.5(优选3∶本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种固体发动机的硬隔板，其特征在于，包括以下结构：帽沿，所述帽沿中部向一侧凸出形成凸部，所述凸部外表面有蜂窝状的多孔结构。/n

【技术特征摘要】
1.一种固体发动机的硬隔板，其特征在于，包括以下结构：帽沿，所述帽沿中部向一侧凸出形成凸部，所述凸部外表面有蜂窝状的多孔结构。


2.根据权利要求1所述的硬隔板，其特征在于，包括以下结构：帽沿，所述帽沿中部向一侧凸出形成凸部，所述凸部外表面有经纬线交织而成的多孔结构。


3.根据权利要求1所述的硬隔板，其特征在于，所述帽沿为圆环形；帽沿表面平整，帽沿的边缘与凸部和帽沿接触的位置的距离超过8mm；帽沿的厚度为3-15mm。


4.根据权利要求1所述的硬隔板，其特征在于，凸部为椭球，外表面的椭球的长短轴比为55-65∶28-35；内表面的椭球的长短轴比为45-52∶22-27。


5.根据权利要求4所述的硬隔板，其特征在于，外表面的椭球的长半轴为58-64mm，短半轴为28-32mm；内表面的椭球的长半轴为48-54mm，短半轴为21-27mm。


6.根据权利要求1所述的硬隔板，其特征在于，蜂窝状的多孔结构为五边形、六边形或七边形，所述六边形为正六边形，边长为3-10mm，每条边的宽度为0.1-2mm，多孔结构的深度为0.5-5mm。


7.根据权利要求1-6中任一项所述硬隔板的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)制备模具：制备所述硬隔板模具...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵楠，黄烁，何岚，马焕楠，潘海平，
申请(专利权)人：珠海凯利得新材料有限公司，
类型：发明
国别省市：广东;44