[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

说明书

本发明提供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，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。该热防护层结构可满足该类发动机燃烧室绝热层较长时间的抗耐烧蚀、抗冲刷和低导热性能热防护综合性能要求。本发明还提供了一种所述热防护层结构的成型工艺，采用两种不同绝热材料分别成型，机加整形后的组合装配工艺，成型工艺简单，效率高，形状、尺寸及其精度较好，燃烧室热防护效果稳定一致，成本低。

技术领域

本发明涉及一种固体火箭发动机燃烧室热防护层结构设计及制造领域，具体涉及一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及成型工艺。

背景技术

随着探测及制导控制技术的不但加强完善，要求各型导弹武器装备越来越小巧精良，攻击距离越来越远，攻击效能越来越高，但制造成本要求越来越低，作为其动力系统和主要成本构成的固体火箭发动机的各项性能要求越来越高。将具有不同侧重优势功能的单一发动机通过结构组合具备综合优势的组合发动机是能够满足这种导弹武器装备发展要求的一种途径，其典型的一般结构是通过组合的发射发动机启动发射，然后通过续航发动机自控续航飞行完成攻击，发动机工作时间长，攻击距离远，但对热防护功能性要求高，尤其是发射级燃烧室的热防护结构，不仅要完成发射燃烧室工作过程的热防护，而且还要作为下一级续航发动机工作产生燃气流的通道，承受高温、高压、高速燃气流长时间地烧蚀和冲刷，工作环境较普通固体火箭发动机更为恶劣，对其结构和制造成型要求较高。

另外，这种性能需求的固体火箭发动机绝热层内型面为异型面的结构设计，因采用传统的绝热层成型工艺难以实现，尤其是选用抗烧蚀抗冲刷性能优良的树脂基复合材料成型异型面，采用常用的方法难以保证形状和内在性能充分体现，如致密度，抗烧蚀抗冲刷性能不能达到最佳，只能选择退而求其次的优先方案，采用其他如改变推进剂药型设计结构方式来实现。使发动机的结构设计不能达到最优方案。而采用这种方法可以实现这种最优方案。

目前这种热防护要求较高的固体火箭发动机绝热层结构设计一般采用内型面圆柱状结构，材料采用单一绝热材料通过多工序成型，要么抗烧蚀抗冲刷性能较好，但隔热性能不能达到最佳，要么隔热性能可以，抗烧蚀抗冲刷性能欠佳，如果通过组合成型，又没有好的成型工艺完成理想的均匀分层组合达到最佳的目的。

发明内容

本发明目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及成型工艺。以其可实现的结构优势低成本稳定可靠地解决该类组合发动机在启动发射和二级发动机续航长时间工作过程中经受高温、高压、高速燃气流烧蚀和冲刷热防护关键技术问题。

本发明的第一方面提供了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。

根据本发明所述的热防护层结构，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。

根据本发明所述的热防护层结构，所述同心定位面与所述壳体内腔的配合精度为H9/f8配合。

根据本发明所述的热防护层结构，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。

根据本发明所述的热防护层结构，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。