一种固体火箭发动机燃烧室绝热层结构及其粘接方法.pdf

(19)国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN115898695A(43)申请公布日2023.04.04(21)申请号202310220610.1(22)申请日2023.03.09(71)申请人陕西普利美材料科技有限公司地址710100陕西省西安市沣东新城西周大道科创智慧产业园6号楼西侧(72)发明人张新航马俊(74)专利代理机构西安泛想力专利代理事务所(普通合伙)61260专利代理师张梅娟(51)Int.Cl.F02K9/34(2006.01)B29C65/52(2006.01)B29C35/02(2006.01)权利要求书3页说明书8页附图2页(54)发明名称一种固体火箭发动机燃烧室绝热层结构及其粘接方法(57)摘要本发明公开了一种固体火箭发动机燃烧室绝热层结构及其粘接方法，属于固体火箭发动机技术领域。所述绝热层结构包括：前封头绝热层和后封头绝热层，分别粘接于燃烧室壳体的前封头部位和后封头部位；过渡段绝热层，粘接于燃烧室壳体内，所述过渡段绝热层一端与所述前封头绝热层搭接；烧蚀段绝热层，粘接于燃烧室壳体内，所述烧蚀段绝热层一端与所述过渡段绝热层搭接，所述烧蚀段绝热层另一端与所述后封头绝热层搭接；复合绝热层，粘接于所述后封头绝热层表面；前人工脱粘层和后人工脱粘层，分别粘接于所述前封头绝热层表面和所述烧蚀段绝热层表面。该绝热层结构用于长径比大于15的固体火箭发动机燃烧室。CN115898695ACN115898695A权利要求书1/3页1.一种固体火箭发动机燃烧室绝热层结构，其特征在于，所述绝热层结构包括：前封头绝热层（1）和后封头绝热层（2），分别粘接于燃烧室壳体的前封头部位和后封头部位；过渡段绝热层（3），粘接于燃烧室壳体内，所述过渡段绝热层（3）一端与所述前封头绝热层（1）搭接；烧蚀段绝热层（4），粘接于燃烧室壳体内，所述烧蚀段绝热层（4）一端与所述过渡段绝热层（3）搭接，所述烧蚀段绝热层（4）另一端与所述后封头绝热层（2）搭接；复合绝热层（5），粘接于所述后封头绝热层（2）表面；前人工脱粘层（6）和后人工脱粘层（7），分别粘接于所述前封头绝热层（1）表面和所述烧蚀段绝热层（4）表面。2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧室绝热层结构，其特征在于，所述烧蚀段绝热层（4）包括：底层绝缘层和面层绝缘层，所述底层绝缘层的烧蚀性能高于所述面层绝缘层的烧蚀性能；所述底层绝缘层为一层或多层结构，粘接于所述燃烧室壳体内，所述面层绝缘层粘接于所述底层绝缘层表面；所述后人工脱粘层（7）粘接于所述面层绝缘层表面；所述复合绝热层（5）为碳纤维复合绝热层结构，包括多层，且每层等分为6~8瓣。3.根据权利要求2所述的一种固体火箭发动机燃烧室绝热层结构，其特征在于，所述前封头绝热层（1）和所述后封头绝热层（2）厚度为4~5mm；所述过渡段绝热层（3）厚度小于1mm，所述过渡段绝热层（3）长度为2000~4500mm，且每隔700~800mm设置有周向一圈的加厚区，形成加强台，所述加强台宽度为20~50mm，厚度为2~3mm；所述烧蚀段绝热层（4）厚度大于5mm，所述面层绝缘层厚度为1~2mm；所述复合绝热层（5）厚度不小于6mm；所述前人工脱粘层（6）和所述后人工脱粘层（7）的厚度为2~3mm。4.一种根据权利要求1‑3任一所述的一种固体火箭发动机燃烧室绝热层结构的粘接方法，其特征在于，所述粘接方法包括：S1：燃烧室壳体预处理；S2：准备前封头绝热层（1）、后封头绝热层（2）、过渡段绝热层（3）、烧蚀段绝热层（4）、复合绝热层（5）、前人工脱粘层（6）和后人工脱粘层（7）；S3：将准备好的所述前封头绝热层（1）和所述后封头绝热层（2）分别粘接于燃烧室壳体的前封头部位和后封头部位；S4：将所述过渡段绝热层（3）粘接于燃烧室壳体内壁，所述过渡段绝热层（3）一端与所述前封头绝热层（1）搭接；S5：然后粘接所述烧蚀段绝热层（4）和所述复合绝热层（5），所述烧蚀段绝热层（4）一端与所述过渡段绝热层（3）搭接，所述烧蚀段绝热层（4）另一端与所述后封头绝热层（2）搭接，所述复合绝热层（5）位于所述后封头绝热层（2）表面；S6：最后分别将所述前人工脱粘层（6）和所述后人工脱粘层（7）粘接于所述前封头绝热层（1）表面和所述烧蚀段绝热层（4）表面，形成固体火箭发动机燃烧室绝热层结构；2CN115898695A权利要求书2/3页S7：将所述固体火箭发动机燃烧室绝热层结构硫化。5.根据权利要求4所述的一种固体火箭发动机燃烧室绝热层结构的粘接方法，其特征在于，所述S1包括：将燃烧室壳体内表面采用16～24目的棕刚玉或石英砂在气压0.4～0.6MPa下进行吹沙处理，然后除去燃烧室壳体内表面浮尘，清洗晾干后在粘接面刷涂粘接底涂剂，备用。6.根据权利要求4