固体火箭发动机喷管扩散段绝热层成型方法技术

本发明专利技术涉及航天固体火箭发动机制造领域，公开了一种固体火箭发动机喷管扩散段绝热层成型方法，包括如下步骤：缠绕模具安装、碳层缠绕、机加、高硅氧隔热层缠绕、真空袋密封、固化、清理真空袋，脱模后机加至扩散段绝热层坯料尺寸。本发明专利技术固体火箭发动机喷管扩散段绝热层成型方法，使预浸碳纤维布带缠绕时无需频繁更换不同宽度的预浸纤维布带，有效提高扩散段绝热层的生产效率，且满足产品尺寸和性能要求。且满足产品尺寸和性能要求。且满足产品尺寸和性能要求。

【技术实现步骤摘要】
固体火箭发动机喷管扩散段绝热层成型方法


[0001]本专利技术涉及航天固体火箭发动机制造
，具体涉及一种固体火箭发动机喷管扩散段绝热层成型方法。

技术介绍

[0002]扩散段绝热层是固体火箭发动机喷管的重要组成部分，在发动机工作过程中，喷管的扩散段绝热层需要在高温、高凝相组分气流的冲刷作用下提供稳定的气动界面，以保证发动机的推力转化效率。同时，喷管扩散段绝热层还需具有良好的隔热性能，以保证在长时间高温燃气作用下表面温度低于160℃，保证发动机工作的可靠性。
[0003]随着先进功能性复合材料市场的快速发展，越来越多的复合材料制备技术应运而生，对于增强纤维型复合材料来说，成品的好坏及性能指标很大程度上受到成型工艺技术的影响。
[0004]某型号固体火箭发动机喷管扩散段绝热层采用预浸纤维布带缠绕成型工艺，以碳布/酚醛为烧蚀层，以高硅氧布/酚醛为隔热层成型的碳布/高硅氧布增强酚醛树脂复合缠绕制品。如图2所示，其耐烧蚀碳层的内、外型面锥度分别为α、β，对小头端面、距小头端面65mm、125mm、205mm处和大头端面的碳层均提出了本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机喷管扩散段绝热层成型方法，其特征在于：包括如下步骤：A)缠绕模具(1)安装：将缠绕模具(1)装夹至数控预浸纤维布带缠绕机，装夹完成后在工作面均匀涂抹脱模剂；B)碳层(2)缠绕：从缠绕模具(1)的小端开始缠绕预浸碳纤维布带形成碳层(2)，预浸碳纤维布带沿轴向缠绕至缠绕模具(1)中间位置之前的宽度为b1，之后为b2，b1＞b2；C)机加：对碳层(2)外型面进行机加，使碳层(2)在厚度方向留有1～2mm压缩余量；D)高硅氧隔热层(3)缠绕：在碳层(2)外从小端开始缠绕预浸高硅氧纤维布带形成高硅氧隔热层(3)；E)真空袋密封：将缠绕了碳层(2)和高硅氧隔热层(3)的缠绕模具(1)放入真空袋密封；F)固化；G)清理真空袋，脱模后机加至扩散段绝热层坯料尺寸。2.如权利要求1所述固体火箭发动机喷管扩散段绝热层成型方法，其特征在于：所述步骤A)中，去除缠绕模具(1)表面杂质，检测缠绕模具(1)径向圆跳动不大于0.2mm，检测位置包括缠绕模具(1)的小端、中部和大端3个截面。3.如权利要求1所述固体火箭发动机喷管扩散段绝热层成型方法，其特征在于：所述步骤B)中，进行碳层(2)缠绕时，先将缠绕模具(1)预热至30～40℃，缠绕张力为3～5N/mm，热辊温度为室温～70℃，压辊压力为6～8N/mm。4.如权利要求1所述固体火箭发动机喷管扩散段绝热层成型方法，其特征在于：所述步骤B)中，设碳层(2)从缠绕模具(1)小端与中间位置之间的厚度为h1，之后的厚度为h2，h1＞h2，且碳层(2)在每个点位的厚度均大于扩散段绝热层成品中碳层(2)对应位置的厚度，碳层(2)的内型面锥度为α，b1＝h1/sinα，b2＝h2/sinα。5.如权利要求1所述固体火箭发动机喷管扩散段绝热层成型方法，其特征在于：所述步骤C)中，根据对扩散段绝热层成品厚度的要求，形成扩散段绝热层成品中碳层(2)的外轮廓线，机加后，碳层(2)的厚度相对该外轮廓线有1～2mm的向外延伸。6.如权利要求1所述固体火箭发动机喷管扩散段绝热层成型方法，其特征在于：所述步骤C)中，机加时，从缠绕模具(1)的小端开始，第一刀转速S150rpm，进给量F15...

【专利技术属性】
技术研发人员：曾建军，王明坤，杜利亚，岳秀丽，常飞虎，李艳阳，王付青云，
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：