一种固体火箭发动机壳体及其制备方法
本申请涉及一种固体火箭发动机壳体及其制备方法，其涉及固体火箭发动机壳体制造领域。该装置包括：燃烧室壳主体，其内设有燃烧空腔；第一绝热层，其粘接于所述燃烧室壳主体内表面；温控粘接层，其粘接于所述第一绝热层上，所述温控粘接层的粘接强度随其温度变化而升高或降低；第二绝热层，其通过所述温控粘接层粘接于所述第一绝热层上。本申请固体火箭发动机壳体在其内表面绝热层中设置一层粘接性能随温度变化的温控粘接层。温控粘接层在发动机工作后的后效传热或壳体整体加热作用下，粘接性能迅速下降，可简便的将烧蚀和炭化层定向快速清除，剩余的原始材料层能够保证绝热层修复成型的粘接性能。
发明专利
CN202311547445.7
2023-11-20
CN117569947A
2024-02-20
F02K9/34(2006.01)
湖北航天技术研究院总体设计所
赵飞;武丹;梁纪秋;马君慧;张小华;唐自佳;焦晓亮;司学龙;胡长伟;杨易;张子健
430040 湖北省武汉市金山大道9号
武汉智权专利代理事务所(特殊普通合伙)
王江能
湖北;42
1.一种固体火箭发动机壳体，其特征在于，其包括： 燃烧室壳主体(1)，其内设有燃烧空腔(11)； 第一绝热层(2)，其粘接于所述燃烧室壳主体(1)内表面； 温控粘接层(3)，其粘接于所述第一绝热层(2)上，所述温控粘接层(3)的粘接强度随其温度变化而升高或降低； 第二绝热层(4)，其通过所述温控粘接层(3)粘接于所述第一绝热层(2)上； 所述温控粘接层(3)被配置为：当所述温控粘接层(3)处温度处于第一温度范围值时，所述温控粘接层(3)粘接强度下降，以使所述第二绝热层(4)与所述第一绝热层(2)之间粘接失效。 2.如权利要求1所述的固体火箭发动机壳体，其特征在于：所述第一温度范围值包括：90℃～120℃。 3.如权利要求2所述的固体火箭发动机壳体，其特征在于：所述温控粘接层(3)采用有机硅弹性材料制成，所述第一绝热层(2)和所述第二绝热层(4)均采用硅基橡胶材料制成。 4.如权利要求2所述的固体火箭发动机壳体，其特征在于：所述温控粘接层(3)采用乙烯和醋酸乙烯共聚物材料制成，所述第一绝热层(2)和所述第二绝热层(4)均采用聚脲材料制成。 5.如权利要求2所述的固体火箭发动机壳体，其特征在于：所述燃烧室壳主体(1)采用纤维增强树脂缠绕成型的复合材料制成。 6.如权利要求5所述的固体火箭发动机壳体，其特征在于：所述燃烧室壳主体(1)包括纤维缠绕层间和纤维层，且所述纤维缠绕层间处、所述纤维层与所述第一绝热层(2)和所述温控粘接层(3)均设有光纤传感器，所述光纤传感器用于监测所述燃烧室壳主体(1)和所述温控粘接层(3)的使用状态。 7.如权利要求1所述的固体火箭发动机壳体，其特征在于：所述燃烧室壳主体(1)的前接头(12)、后接头(13)、前裙(5)和后裙(6)均设有螺纹连接孔，且所述螺纹连接孔内设有钢丝螺套。 8.一种如权利要求1所述的固体火箭发动机壳体的制备方法，其特征在于，包括以下步骤： 对所述第一绝热层(2)、温控粘接层(3)以及第二绝热层(4)的厚度进行模拟测试，并得到预设模型； 根据所述预设模型在所述燃烧室壳主体(1)内表面喷涂所述第一绝热层(2)、温控粘接层(3)以及第二绝热层(4)，并完成壳体成型； 对所述固体火箭发动机壳体工作状态进行测试，以得到所述固体火箭发动机壳体评估数据。 9.如权利要求8所述的制备方法，其特征在于，所述对所述第一绝热层(2)、温控粘接层(3)以及第二绝热层(4)的厚度进行模拟测试，包括： 监测所述第一绝热层(2)、温控粘接层(3)以及第二绝热层(4)发动机工作时以及发动机工作后产生后效传热作用下的温度； 调整所述第一绝热层(2)、温控粘接层(3)以及第二绝热层(4)的厚度，以使发动机工作时，所述温控粘接层(3)温度低于80℃，而在发动机工作后产生后效传热作用时，所述温控粘接层(3)温度高于100℃，且所述燃烧室壳主体(1)与所述第一绝热层(2)交界处的温度低于120℃。 10.如权利要求8所述的制备方法，其特征在于，所述根据所述预设模型在所述燃烧室壳主体(1)内表面喷涂所述第一绝热层(2)、温控粘接层(3)以及第二绝热层(4)，包括： 根据所述第一绝热层(2)、温控粘接层(3)第二绝热层(4)的厚度尺寸，形成喷涂成型的程序代码； 根据所述程序代码采用自动喷涂设备，在所述燃烧室壳主体(1)表面成型第一绝热层(2)、温控粘接层(3)以及第二绝热层(4)，并实时检测喷涂绝热层的厚度，并通过补偿算法迭代计算，对厚度不满足预设要求的部位继续进行修补。