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提出了一种新型的固体火箭发动机燃烧室绝热层粘贴成型工艺。该方法使用成型模具先将绝热层模压硫化成预制件,然后在真空烘箱中,利用封口密闭气囊在真空环境下的自动膨胀加压作用,将硫化预制件粘贴到壳体上。该工艺方法显著特点是封闭气囊内的空气因热效应产生的压力增量抵消绝热套弹性变形的压力消耗。以TI116绝热层的使用为例,利用弹性变形模型计算出了该工艺方法所能适用的绝热层橡胶套的最大厚度,最低固化成型温度。通过拉伸试验确定了所用胶粘剂的固化参数,并对粘接数据曲线的原理进行了初步分析。整个粘贴成型过程中,真空烘箱还同时为绝热层/壳体界面提供了合适的真空度,避免粘贴界面的裹气、脱粘。相比于传统的气囊充气加压成型工艺方法,该工艺方法步骤简化,操作简便,单批次绝热成型壳体数量多,效率高,能很好地保证绝热层尺寸,适合于小型发动机的快速绝热成型。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(3)
针对列装部队服役产品现场开展固体火箭发动机燃烧室界面粘接质量无损检测的需求,研制了一种针对大型固体火箭发动机燃烧室推进剂/衬层/绝热层界面脱粘缺陷的无损检测系统。该系统基于机电阻抗频率响应函数方法,由多通道高速数据采集设备、压电主被动传感晶片、激励装置和软件评估系统组成,利用激励装置敲击固体发动机壳体待测结构表面,通过Lab VIEW数据采集程序测得响应信号,根据机电阻抗频响波形特征及波峰数量判断界面脱粘缺陷。当燃烧室绝热层/衬层/推进剂界面结构完好时,频响函数曲线仅有一个明显平滑的主波峰,当燃烧室绝热层/衬层/推进剂界面出现脱粘缺陷时,频响函数曲线的波峰数量增加,呈现明显的锯齿波形状。该方法便捷高效,非常适用于大型固体火箭发动机总装后整体产品燃烧室界面粘接质量的快速野外排查,也可进行长期的燃烧室界面状态健康监测。 相似文献
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为了准确描述和预测固体发动机界面的粘接性能,为固体发动机结构完整性分析提供有效参考,通过商业有限元软件ABAQUS用户子程序(UEL)对基于势函数的PPR内聚力单元进行了二次开发,设计了固体发动机推进剂/绝热层界面Ⅰ型脱粘试验方案,并基于试验的反演分析获得PPR内聚力模型对应的特征参数,对不同加载速率下粘接界面的断裂与损伤特性进行了相关研究。研究表明,PPR内聚力模型能够较好地描述界面脱粘过程,且粘接界面的力学行为具有显著的率相关性,随着加载速率的增大,粘接界面的内聚能和内聚强度均增大,法向初始刚度和损伤起始位移均减小。此外,I型界面脱粘试验过程中加载力随位移的变化可分为强化阶段和损伤演化阶段,粘接界面的速率相关性主要体现在损伤演化阶段。 相似文献
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低特征信号绝热层用硅氧烷树脂研究 总被引:10,自引:1,他引:10
简述了用于固体火箭发动机低特征信号绝热层研制的发展现状。对多种硅氧烷树脂(RTV)进行了筛选和信号透过率,热失重,力学及粘接笥能试验。试验结果表明,与使用EPDM绝热层材料相比,使用RTV绝热层材料,火箭发动机燃烧室羽流具有较高的信号透过率;RTV还具有较好的热性、力学及粘接性能,适于用作低特征信号绝热层的基体材料。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(3)
为了研究固体火箭发动机推进剂/衬层/绝热层粘接界面的细观损伤特点,建立了其细观代表性体积单元。针对推进剂内部颗粒夹杂的特点,采用分子动力学方法对其进行了颗粒填充处理。将基于表面粘结损伤的粘性接触算法用于粘接界面推进剂一侧内部颗粒脱湿的模拟,采用最大主应力准则用于模拟粘合剂基体的损伤与失效过程。研究结果表明,数值模拟结果的损伤形貌与试验结果吻合良好,建立的数值模型能较好地反映粘接界面细观损伤过程;对于初始粘接良好的粘接界面,颗粒的脱湿与粘合剂基体的损伤导致了拉伸过程中粘接界面应力应变曲线的非线性;为了提高粘接界面抵抗脱粘的能力,一方面应提高推进剂内部颗粒与粘合剂基体的粘接强度,另一方面颗粒脱湿之后,提高粘合剂基体的最大失效应力。 相似文献
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三元乙丙橡胶绝热层老化性能试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了准确获得某固体火箭发动机燃烧室三元乙丙橡胶绝热层长期常温库房贮存的老化情况,分析总结绝热层的老化规律,准确预估出绝热层使用寿命,通过加速热老化试验方法,测定了不同试验温度和周期内绝热层的拉伸强度、延伸率、粘接强度、硬度等力学性能数据.研究发现拉伸强度、粘接强度、硬度随加速热老化时间、温度变化不大;而不同温度下的绝热层延伸率随着不同老化周期有不同的变化趋势.对加速热老化试验的延伸率进行多点外推(寿命方程)处理,结果表明在20℃下该绝热层回归值的95%置
信下限对应贮存期下限为17.69年. 相似文献
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介绍了一种中温固化的强度高、力学性能好、隔热性能优良的环氧型固体火箭发动机燃烧室绝热层,讨论了树脂及固化剂类型的选择以及改性环氧树脂体系的反应机理,满足了小型固体火箭发动机燃烧室绝热层的粘接和耐烧蚀性能的要求。 相似文献
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航空航天部四院于1992年9月2日在西安召开固体发动机界面学术研讨会,会议由院科技委组织,为时二天。与会同志就界面理论、工艺研究、质量控制以及界面测量技术进行了交流和讨论,共发表学术论文14篇。复合材料固体火箭发动机有多种界面,包括增强纤维/基体界面(相),推进剂/衬层/绝热层/壳体各粘接界面,人工脱粘层粘结面,密封材料与部件接触面等等。界面质量不仅是材料和机械制造的一般问题,更是困扰宇航和导弹发动机研制生产厂家的重要问题。八十年代以来,在造成发射及试验失败的诸多原因之中,界面失效占了相当大的比例。因此抓住界面研究和工艺改进,正是抓住了固体发动机向高质量、高可靠性发展的一个关键。 相似文献
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丁羟推进剂粘接体系中的组分迁移 总被引:3,自引:1,他引:3
用浸泡增重法研究了衬层、绝热层对DOS和T27的吸收能力,用气相色谱仪研究了HTPB推进剂/HTPB衬层/EPDM绝热层粘接体系中DOS、T27和GFP的迁移。结果表明,HTPB衬层和EPDM绝热层对DOS和T27的吸收能力很强;粘合剂的极性增大或交联密度升高,衬层对DOS、T27的吸收能力下降,但粘合剂的极性增大,对衬层与HTPB推进剂的界面粘接性能不利;在HTPB推进剂/HTPB衬层/EPDM绝热层粘接体系中,DOS、T27或GFP的迁移平衡浓度为粘合剂相的平衡浓度。 相似文献
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为解决三元乙丙(EPDM)绝热层机械打磨效率低、噪音大、粉尘多,以及溶剂清洗带来的安全、操作人员的健康等问题,探究大气等离子体处理技术取代机械打磨的可行性。运用大气等离子体对EPDM绝热层进行表面处理,通过傅里叶红外光谱、扫描电子显微镜-能量色散谱仪、表面能测量仪对处理前后EPDM绝热层表面形貌、化学元素组成和表面润湿性进行表征,采用万能材料试验机对处理前后EPDM绝热层和衬层的界面粘接性能进行测试。实验结果表明,等离子体处理后的EPDM绝热层表面新增含氧基团,表面氧元素含量增加,表面形貌更加均匀,表面能由25.43 mN/m升高到43.06 mN/m, EPDM绝热层/衬层的界面粘接强度由1.89 MPa提高到2.16 MPa,证明了大气等离子体处理技术取代机械打磨具有可行性。 相似文献