[发明专利]一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及其成型工艺

权利要求书

1.一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构，其设置在所述固体火箭发动机发射级燃烧室的壳体内腔，包括隔热层和绝热层，所述隔热层设置在所述绝热层外侧，所述绝热层外侧包括一个外型面和两个同心定位面，所述外型面和所述同心定位面均为旋转体圆柱面，所述同心定位面与所述外型面同轴设置，且所述的两个同心定位面分别设置在所述外型面两端，所述外型面的直径小于所述同心定位面的直径，在所述外型面与所述同心定位面的连接处形成两个限位台阶；所述绝热层的内侧包括内型面和接口台阶，所述内型面为花瓣状，所述接口台阶设置在所述内型面的两端。

2.根据权利要求1所述的热防护层结构，其特征在于，所述同心定位面与所述壳体内腔的配合精度为H9/f8配合。

3.根据权利要求1所述的热防护层结构，其特征在于，所述隔热层设置在所述绝热层外型面的外侧，通过所述限位台阶限定其位置。

4.根据权利要求1所述的热防护层结构，其特征在于，所述绝热层的最小厚度为2～5mm，所述最小厚度为所述花瓣状内型面距离所述外型面的最小距离。

5.根据权利要求1所述的热防护层结构，其特征在于，所述隔热层的材料选自硫化的苯基硅橡胶类混炼橡胶，所述的混炼橡胶的质量配比为：基于100份苯基硅橡胶，硫化剂3-5份，4#气相法白炭黑40-52份，三氧化二铁4-7份，二苯基硅二醇1-5份。

6.根据权利要求5所述的热防护层结构，其特征在于，所述硫化的苯基硅橡胶类混炼橡胶的邵氏硬度为60-70A，扯断强度大于4Mpa，扯断伸长率大于200％，热分解温度大于450℃，热导率小于0.25W·m^-1·K^-1。

7.根据权利要求1所述的热防护层结构，其特征在于，所述绝热层的材料为重量比为1:1的酚醛树脂和纤维织物预浸料固化后的复合材料；所述纤维织物选自碳纤维织物或高硅氧纤维织物中的至少一种。

8.根据权利要求7所述的热防护层结构，其特征在于，所述固化后的复合材料的密度为1.2g/cm3～1.8g/cm3，烧蚀率小于0.08mm/s。

9.根据权利要求1-8中任一项所述的热防护层结构，其特征在于，所述壳体的内壁面与所述隔热层之间和所述隔热层与所述绝热层之间通过胶粘剂连接；所述胶粘剂为耐高温型胶粘剂。

10.一种根据权利要求1-9中任一项所述的热防护层结构的成型工艺，其包括以下步骤：

(1)将苯基硅橡胶类混炼橡胶经硫化模压成型，得到成型隔热层；

(2)将酚醛树脂和纤维织物预浸料模压成型，得到成型绝热层；

(3)将所述成型绝热层外表面均匀涂布胶粘剂，并将所述成型隔热层套在所述成型绝热层的外型面上，得到所述热防护层结构；

(4)将所述热防护层结构套入涂有胶粘剂的燃烧室壳体内腔，在所述成型绝热层的内侧两端加工接口台阶。

11.根据权利要求10所述的成型工艺，其特征在于，在所述步骤(1)中，所述硫化模压成型的工艺条件为温度1700±5℃，压力8±15MPa，时间15±5min。

12.根据权利要求10所述的成型工艺，其特征在于，在所述步骤(1)中，所述成型隔热层的厚度为0.6mm-2mm，内径比所述成型绝热层的外径小2mm-4mm，长度比所述成型绝热层的外型面长度短3mm-5mm。