固体战略导弹发动机绝热层脱粘修复

固体战略导弹发动机绝热层,是发动机上十分重要的一部分,它处在发动机高温燃烧区,要抗住温度在300℃以上时间为70s的高温燃气的猛烈冲刷,绝热层质量稍有不好,就会有烧穿壳体和后盖的危险,造成全弹发射失败,因此绝热层结构质量的好坏,是关系到全弹发射成败的关键因素之一。     

喷管粘结

固体火箭发动机的喷管一般是由金属壳体与抗烧蚀的绝热层组成。其组合方法目前多用粘结法。在某型号发动机的研制过程中发现,加压方式对粘结质量有很大的影响,尤其是扩散段绝热层在采用锥体形固化夹具夹持并粘结后,当分解夹具时往往能听到撕裂声,但难于判断脱粘面的位置和大小。经分析,脱粘是由于扩散段绝热层在夹持、粘结中与锥体形夹具内胎及喷管壳体扩散段之间相互作用而产生径向胀形所致。根据这个分析,取消内锥面加压改为由端面加压的方式。实践证明:采用此项工艺技术措施后,可确保粘结组件的质量。     

两相环境下EPDM绝热层多因素耦合烧蚀预估

为保证发动机能在恶劣的环境中运行,在绝热层的设计中,绝热层的厚度将直接影响着发动机结构的稳定性,而绝热层的烧蚀预估对于绝热层厚度的合理设计非常重要。为解决固体火箭发动机三元乙丙橡胶(EPDM)绝热层烧蚀性能工程预估问题,结合固体火箭发动机内两相流动的环境特点,以热化学烧蚀三方程模型和扩散化学动力学双控制机制为基本数学模型,以炭化层表面孔隙率为耦合参数,并综合考虑气流和粒子的侵蚀效应,建立了绝热层多因素耦合烧蚀模型的控制方程。通过对控制方程的隐式求解和对绝热层温度分布以及烧蚀线、炭化线、热解线位置的综合分析,获得了两相环境下EPDM绝热层的理论炭化烧蚀率。所得烧蚀率与实验结果对比,误差小于10%,表明给出的烧蚀预估方法可用于固体火箭发动机两相环境下EPDM绝热层烧蚀工程分析。     

嵌金属丝端燃装药方案绝热层设计方法

根据固体火箭发动机绝热防护模型,提出了一种嵌金属丝端燃装药绝热层设计方法。用该法对某特定发动机燃烧室绝热层的设计结果表明:与动机原绝热层烧蚀相比,用本方法设计的绝热层可在绝热防护达到安全要求的同时,最大化地降低发动机消极质量。     

柔性无卤含磷体系EPDM绝热层在固体火箭发动机中的应用

介绍了所研制的柔性无卤含磷体系EPDM绝热层在某固体火箭发动机中的应用,包括绝热层的主要性能指标,绝热层与推进剂的化学相容性,绝热层界面粘接性能;绝热层模压制件工艺实验结果及绝热层在地面静止试验发动机上的试验情况,实验结果表明,该绝热层密度低、烧蚀性能和成型工艺性良好,并且环保、特征信号低完全满足某固体火箭发动机的绝热问题。     

某小型固体火箭发动机燃烧室绝热层特性

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。     

三元乙丙橡胶绝热层老化性能试验研究

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.     

芳纶纤维和丁腈橡胶体系绝热层新配方的研制

采用含卤-锑的阻燃剂,芳纶纤维代替石棉纤维,研制了耐烧蚀的丁腈橡胶绝热层新配方(D210配方)。试验研究了芳纶纤维用量、卤-锑阻燃剂用量及纤维排布方向对绝热层烧蚀性能的影响;研究了增塑剂用量对绝热层玻璃化温度的影响。结果表明,芳纶纤维用量为4份时,绝热层烧蚀性能最佳,线烧蚀率为0.051 mm/s,质量烧蚀率为0.069 g/s;在选定的阻燃剂用量范围内,阻燃剂对绝热层烧蚀性能影响不大;所选增塑剂用量为20份时,玻璃化温度Tg可达-40℃。试验还对绝热层力学性能、硬度、粘接性能、比热容、导热等性能进行了测试,表明新研制的耐烧蚀橡胶有可能成为替代传统的石棉纤维和丁腈橡胶体系的固体火箭发动机燃烧室内绝热层。     

绝热层厚度对自由装填固体火箭发动机烤燃特性的影响

为研究绝热层厚度对自由装填固体火箭发动机烤燃响应特性的影响,针对某固体发动机建立了二维快速烤燃和慢速烤燃数值计算模型,分别对绝热层厚度为0、0.5、1、1.5、2.0、2.5、3.0 mm的发动机进行建模和仿真计算。研究结果表明,固体发动机在快烤条件下,推进剂温度达到520 K后,温升速率快速增长,自加速放热反应加剧,快烤着火温度为600 K左右;不同绝热层厚度发动机的着火位置无差别,均出现在后盖内推进剂端面边缘处;不同绝热层厚度的发动机的着火延迟时间有差别,随着绝热层厚度的增加而增加,最短为71 s,最长为103.36 s;慢烤条件下,推进剂着火温度为550 K左右,着火延迟期约为25.15 h,着火位置出现在一级装药内部,且随着绝热层厚度的增加,着火点逐渐向一级装药端面偏移。     

中温硫化三元乙丙橡胶绝热层配方研究

介绍了中温(80℃)硫化三元乙丙橡胶(EPDM)绝热层的各项性能,考察了促进剂种类对EPDM硫化特性的影响。结果表明,二硫代氨基甲酸盐类促进剂对中温硫化EPDM的硫化促进作用最好,该中温硫化EPDM绝热层的本体性能与高温硫化胶相当,且综合性能优良;发动机壳体修补工艺试验结果表明,配方性能和工艺性能均满足发动机修补要求。     

四院召开界面学术研讨会

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。     

硫化剂种类对EPDM绝热层性能的影响研究

发动机壳体共固化过程是实现绝热层性能的关键工艺过程.为了优化三元乙丙橡胶(EPDM)绝热层配方性能,科学制定复合材料发动机壳体的共固化工艺制度,提高壳体绝热层成型质量,研究了常用硫化剂种类对EPDM绝热层硫化特性、力学性能、耐热性能和热失重率的影响.结果表明,EPDM/过氧化物体系的起始硫化反应温度较高,硫化速率快,E...     

固体火箭发动机橡胶绝热层粘接分析

介绍固体火箭发动机金属壳体、绝热层、胶粘剂表面特征,并对其各界面粘接问题进行分析。阐明绝热层配方设计与界面粘接关系。确定胶粘剂研制、选用原则,分析界面脱粘类型及原因。控制工艺要点、降低界面缺陷,提高粘接性能,以满足发动机装药结构完整性和使用可靠性的要求。     

EPDM绝热层低温拉伸力学性能研究

绝热层的低温力学性能决定了其最低使用温度。为改善三元乙丙(EPDM)绝热层的低温力学性能,研究了测试温度、拉伸速度和配方组成对其低温拉伸力学行为的影响。结果表明,测试温度对EPDM绝热层的拉伸力学行为影响明显,100 mm/min拉伸速度下,测试温度从室温降低至-60℃时,绝热层的抗拉强度不断增加(6→33 MPa),断裂伸长率显著下降(670%→42%),应力-应变曲线出现明显的应力屈服,初始模量显著提高。温度越低,拉伸速度对绝热层应力-应变曲线形态的影响越明显;应力屈服对拉伸速度具有更大的依赖性,提高拉伸速度与降低温度的效应相似。EPDM橡胶基材结构参数对绝热层低温力学性能的影响较明显,橡胶第三单体含量越高,乙烯含量越低,低温力学性能越差;纤维的加入进一步束缚了橡胶分子链段在低温下的活动能力,应力-应变曲线变化亦与降低温度效应相似;补强填料对绝热层的拉伸应力-应变曲线形态影响较小。总体而言,EPDM绝热层在其玻璃化转变温度-40℃附近仍具有较好的力学性能,断裂伸长率仍可达300%以上;当温度降至其脆性温度(约-55℃)以下,断裂伸长率降至极低值,材料不再具有高弹性。     

固体推进剂宽温-气体围压试验系统设计与试验

针对固体推进剂常压条件下力学性能满足要求,而发动机药柱结构完整性破坏频发的难题,研制了固体推进剂宽温-气体围压试验系统,对某HTPB推进剂进行了不同环境压力、温度和拉伸速率下的定速拉伸试验,获得了环境压力、温度和拉伸速率对推进剂应力-应变曲线的影响规律。研究表明,围压环境下推进剂应力-应变曲线没有明显的"脱湿"点,推进剂的抗拉强度明显提高;快速拉伸条件下,围压环境极大地降低了推进剂的延伸率,23℃常温8 MPa围压环境1000mm/min拉伸速率条件下推进剂最大延伸率相对常压条件降低45%;低温围压快速拉伸条件下推进剂的力学性能最为恶劣,-50℃低温8 MPa围压环境500 mm/min拉伸速率条件下推进剂最大延伸率降至11%。相关方法和结论可为固体发动机精细结构完整性分析和贮存寿命预估提供参考。     

小型固体发动机燃烧室绝热层气囊自动膨胀加压粘贴成型工艺

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。     

使用可控固化包复层降低火箭发动机的生产成本

现己发展了一种能降低固体推进剂火箭发动机工艺成本的方法。该方法是使用封端异氰酸酯生产一种可控固化包复层,这种包复层具有适用期和存放时间可长可短的性能。成本降低是通过仪器设备的合理安排和利用来实现的。业已证明,包复层于25℃温度下的适用期在400小时以上;温度更低时,适用期超过12星期。在已延长的存放期前后,封端异氰酸酯包复层与端羟基聚丁二烯推进剂和火箭发动机惰性组元的粘结性能都非常好。若包复层初始状态是未固化和预固化的,那么在-18℃～63℃温度下的存放时间能达到12个星期。并且己经证明,要求快速固化时,封端异氰酸酯包复层中可以加入固化催化剂。     

一种大型固体火箭发动机界面脱粘缺陷的无损检测方法

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。     

固体火箭发动机含径向缺陷喷管数值仿真分析

火箭发动机喷管的工作环境极为恶劣,固体火箭发动机在热试状态下经常会出现因喷管喉衬加工过程中的工艺缺陷导致的开裂失效事故。针对某型固体火箭发动机试车后喷管喉衬断裂现象,基于真实裂纹形貌进行建模,并开展发动机典型工作时刻下的三维两相数值模拟,旨在获得喷管喉衬不同断裂间隙内流场温度、压强、热流密度与速度场分布及对比情况。研究结果表明：喷管喉衬断裂间隙中温度远高于喷管内流场中的温度,间隙较大处压强高于间隙较小处,燃气进入断裂间隙后速度迅速降低,且在间隙中形成多处回流,凝相粒子主要集中在中央流道,没有凝相粒子进入断裂间隙,靠近喷管壁面断裂根部热流密度最高。     

固体火箭发动机壳体固化过程温度场影响因素分析

考虑固化反应热的影响和固化过程中复合材料物性参数的发展变化,以某Φ1400 mm固体火箭发动机壳体模型为基础,对复合材料固化过程中温度场进行了热化学耦合有限元分析,并与实验测量结果进行了对比;为了优化固化工艺,提高壳体制造水平,针对固化制度中的最高温度保温时间、固化温度偏差、对流传热系数等影响壳体固化过程温度场的因素进行了分析。结果表明,所建立的热化学耦合数值模型的计算结果与试验测量数据绝对误差率在6%以内,验证了该数值模型的可靠性;固化工艺偏差和对流传热系数波动都会对绝热层内壁温度产生非常大的影响;为保障绝热层的完全硫化,应适当延长固化制度的最高温度保温时间,使工艺安全系数提高到2倍左右。