固体火箭发动机封头绝热层止裂点成型控制方法技术

本发明专利技术公开了一种固体火箭发动机封头绝热层止裂点成型控制方法，封头绝热层包括盖层和底层，采用橡胶材料制备预成型件，采用的橡胶材料邵氏A硬度为80～90；预成型件放入硫化机内硫化获得硫化后的预成型件；在底层脱粘位置处铺脱模布，同时将硫化后的预成型件放置在需成型止裂点的位置处；用胶沿盖层开口方向将硫化后的预成型件与底层粘接固定，最后一体硫化成型。设计了预成型件，经成型后在U形止裂点位置形成了椭圆形结构，这种结构不仅消除了应力集中，也为U形止裂点的伸缩提供了一定的回程量，有效地保障了U形止裂点结构的完整性。有效地保障了U形止裂点结构的完整性。有效地保障了U形止裂点结构的完整性。

【技术实现步骤摘要】
固体火箭发动机封头绝热层止裂点成型控制方法


[0001]本专利技术属于固体火箭发动机绝热层制作
，具体涉及一种固体火箭发动机封头绝热层止裂点成型控制方法。

技术介绍

[0002]固体火箭发动机绝热层主要由前、后封头绝热层以及筒身段绝热层三部分组成。前、后封头绝热层是固体火箭发动机绝热结构重要组成部分，一般有手工贴片、局部模压、整体模压(或热压罐、气囊)成型等多种成型工艺方法。前、后封头绝热层一般由盖层、底层、加强层(盖层与底层增厚过渡区域)等三部分组成。盖层与底层粘接部位是否牢固，直接关系到发动机装药固化后以及后续贮存过程中绝热结构的完整性，影响到发动机工作过程中的可靠性。
[0003]止裂点(人工脱粘层的根部，即人工脱粘结构盖层与底层结合部位)的结构形式，是影响盖层与底层粘接位置在装药以及发动机贮存过程中是否牢固，绝热结构保持完整性的关键。止裂点绝热层厚度方向的尺寸大小会影响底层、盖层有效厚度，从而会增加绝热层消极重量，而沿母线方向尺寸的增加有利于盖层的变形。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是为了克服现有技术的不足，提供一种既能消除应力集中、也为U形止裂点的伸缩提供回程量的固体火箭发动机封头绝热层止裂点成型控制方法。
[0005]为实现上述目的，本专利技术所设计的固体火箭发动机封头绝热层止裂点成型控制方法，封头绝热层包括盖层和底层，成型控制方法如下：
[0006]1)采用橡胶材料制备预成型件，采用的橡胶材料邵氏A硬度为80～90；
[0007]2)预成型件放入硫化机内硫化获得硫化后的预成型件；
[0008]3)在底层脱粘位置处铺脱模布，同时将硫化后的预成型件放置在需成型止裂点的位置处；用胶沿盖层开口方向将硫化后的预成型件与底层粘接固定，最后一体硫化成型。
[0009]进一步地，所述步骤1)中，预成型件为中空圆台结构，预成型件的厚度为1～2mm；预成型件的大端面外径等于止裂点脱开起点位置到盖层加强区5交点位置之间的距离，盖层加强区交点位置等于盖层加强区长度减去加强区厚度的差。
[0010]进一步地，所述步骤1)中，橡胶材料的原料按重量份数比包括：甲基乙烯基硅橡胶100份、双二五硫化剂0.5～1份、气相白炭黑65～75份、二苯基硅二醇控制剂6～10份、内脱模剂1～1.7份、三氧化二铁0.5～0.8及玻纤粉0.～0.8份，内脱模剂选用硬脂酸锌与低聚合度端羟基硅油复配，其中，硬脂酸锌0.2～0.5份、低聚合度端羟基硅油0.8～1.2份。
[0011]进一步地，所述步骤2)中，硫化温度170℃
±
10℃、硫化时间30～40分钟、压力3～4Mpa。
[0012]进一步地，所述步骤3)中，放置预成型件的底层位置处铺设脱模布。
[0013]进一步地，若所述盖层和底层为预硫化的盖层和底层，对预硫化的盖层粘接位置
处和预硫化的底层粘接位置处打磨、清洗并晾干，并在预硫化的底层/或预硫化的盖层粘接位置处放一块生胶片，然后一体硫化成型。
[0014]与现有技术相比，本专利技术具有以下优点：本专利技术U形止裂点在预成型工艺中，设计了预成型件，经成型后在U形止裂点位置形成了椭圆形结构，这种结构不仅消除了应力集中，也为U形止裂点的伸缩提供了一定的回程量，有效地保障了U形止裂点结构的完整性。
附图说明
[0015]图1为现有技术中楔形止裂点示意图；
[0016]图2为本专利技术U形止裂点示意图；
[0017]图3为图2中I处放大示意图。
具体实施方式
[0018]下面结合具体实施例对本专利技术作进一步的详细说明。
[0019]固体火箭发动机封头绝热层止裂点成型控制方法，封头绝热层包括盖层1和底层2，成型控制方法如下：
[0020]1)采用橡胶材料制备预成型件(若盖层和底层为预硫化的盖层和底层，就需要对预硫化的盖层粘接位置处和预硫化的底层粘接位置处打磨、清洗并晾干)；
[0021]预成型件为中空圆台结构，考虑到对绝热层以及壳体的消极重量的影响，预成型件的厚度(即预成型件的高度)为1～2mm；预成型件的大端面外径等于止裂点脱开起点位置到盖层加强区5交点位置之间的距离，盖层加强区交点位置等于盖层加强区长度
‑
加强区厚度；
[0022]采用的橡胶材料邵氏A硬度为80～90；
[0023]金属材质制作的预成型件虽然尺寸稳定，但是不能存放于绝热层内部，止裂点3成型后需要从止裂点位置处将金属预成型件取出，因此需要进行分件制作，如图1所示(做出的也是U形)。
[0024]而本专利技术采用橡胶材料，不需要将橡胶材料制作的预成型件从止裂点位置处取出，并且最后成型的止裂点为U型止裂点4，如图2、3所示；又由于预成型件为圆台结构，U形止裂点为椭圆结构。下表1给出了不同邵尔A硬度橡胶材料成型为U形止裂点的性能对比。
[0025]表1 预成型件带固压硬度对与止裂点尺寸检测数据表
[0026][0027]从表1可以看出，随着橡胶硬度的增加，U形止裂点的尺寸变化率越小，稳定性越好。但是太高的邵尔A硬度的橡胶，塑炼和混炼工艺性越差，综合考虑上述因素，制备预成型件的橡胶材料的邵尔A硬度为80～90。#
[0028]现有的三元乙丙橡胶材料的邵尔A硬度一般为72，因此，不能用现有的三元乙丙橡
胶材料；并且现有的三元乙丙绝热材料是一种饱和非极性橡胶。
[0029]三元乙丙绝热材料是一种饱和非极性橡胶，通过试验，虽然天然橡胶、硅橡胶与三元乙丙均反应出不粘性能，但三元乙丙与三元乙丙之间容易粘连，而硅橡胶具有天然橡胶更好的耐温性能，故最终选用硅橡胶为预成型件的橡胶材料。而本专利技术通过对硅橡胶进行改良获得高硬度的硅橡胶，其配方如下：
[0030]按重量份数比包括：甲基乙烯基硅橡胶100份、双二五硫化剂0.5～1份、气相白炭黑65～75份、二苯基硅二醇控制剂6～10份、内脱模剂1～1.7份、三氧化二铁0.5～0.8及玻纤粉0.～0.8份，内脱模剂选用硬脂酸锌与低聚合度端羟基硅油复配，其中，硬脂酸锌0.2～0.5份、低聚合度端羟基硅油0.8～1.2份。
[0031]由于气相白碳黑对橡胶的硬度影响较大，参见表2，当气相白碳黑为65～75份时，硅橡胶材料硬度达到邵尔A硬度80～90。
[0032]表2 白碳黑对橡胶硬度的影响
[0033]白碳黑数量(份)324755657075橡胶硬度(邵尔A)355667808590
[0034]2)预成型件放入硫化机内硫化获得硫化后的预成型件，硫化温度170℃
±
10℃、硫化时间30～40分钟、压力3～4Mpa；硫化后的预成型件性能检测如表3；
[0035]表3 硫化后的预成型件性能检测数据
[0036]序号项目检测结果执行标准1拉伸强度(Mpa)4.85GB/T5282延伸率(％)79GB/T5283永久变形(％)1.7GB/T5284邵氏A硬度83GB/T53本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机封头绝热层止裂点成型控制方法，封头绝热层包括盖层和底层，其特征在于：成型控制方法如下：1)采用橡胶材料制备预成型件，采用的橡胶材料邵氏A硬度为80～90；2)预成型件放入硫化机内硫化获得硫化后的预成型件；3)在底层脱粘位置处铺脱模布，同时将硫化后的预成型件放置在需成型止裂点的位置处；用胶沿盖层开口方向将硫化后的预成型件与底层粘接固定，最后一体硫化成型。2.根据权利要求1所述固体火箭发动机封头绝热层止裂点成型控制方法，其特征在于：所述步骤1)中，预成型件为中空圆台结构，预成型件的厚度为1～2mm；预成型件的大端面外径等于止裂点脱开起点位置到盖层加强区5交点位置之间的距离，盖层加强区交点位置等于盖层加强区长度减去加强区厚度的差。3.根据权利要求1所述固体火箭发动机封头绝热层止裂点成型控制方法，其特征在于：所述步骤1)中，橡胶材料的原料按重量份数比包括：甲基乙烯基硅橡胶100份、双二五硫化剂0.5～1份...

【专利技术属性】
技术研发人员：谭云水，姚桂平，高李帅，陈启超，涂远军，
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：