[发明专利]一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构及其制备方法

权利要求书

1.一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，其特征在于，包括由内至外依次贴合设置的烧蚀层、第一隔热层和低密度隔热层；所述烧蚀层为以酚醛树脂为基体材料，以碳纤维为增强材料的复合材料层；所述第一隔热层为以酚醛树脂为基体材料，以高硅氧玻璃为增强材料的复合材料层；所述低密度隔热层为以添加轻质填料的酚醛树脂为基体材料，以玻璃纤维为增强材料的复合材料层；

所述烧蚀层中，酚醛树脂与碳纤维的质量比为（3-5）：10；所述烧蚀层的密度为1.46-1.48 g/cm³；

所述第一隔热层中，酚醛树脂与高硅氧玻璃的质量比为（2-3）：10；所述第一隔热层的密度为1.68-1.70 g/cm³；

所述低密度隔热层中，酚醛树脂与玻璃纤维的质量比为（3-4）：10；

所述低密度隔热层的密度为0.7-1.0 g/cm³；导热系数为0.05-0.3W/m·k；

所述低密度隔热层中，所述轻质填料与酚醛树脂的质量比为（2-8）：10。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，其特征在于：

还包括贴合设置于所述低密度隔热层外的第二隔热层；所述第二隔热层为以酚醛树脂为基体材料，以高硅氧玻璃为增强材料的复合材料层；所述第二隔热层中，酚醛树脂与高硅氧玻璃的质量比为（2-3）：10。

3.一种制备如权利要求1或2所述的固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1. 利用碳纤维采用三维编织的方法制备得到碳纤维预制体，将所述碳纤维预制体在酚醛树脂中浸渍，然后烘干，得到烧蚀层预成型体；

S2. 制备第一隔热层预浸布，利用所述第一隔热层预浸布在所述烧蚀层预成型体外采用缠绕工艺制备形成第一隔热层预成型体；

S3. 制备低密度隔热层预浸布，利用所述低密度隔热层预浸布在所述第一隔热层预成型体外采用缠绕工艺制备形成低密度隔热层预成型体；

S4. 将步骤S3中的产品固化，得到所述固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构。

4.根据权利要求3所述的制备固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，其特征在于：

步骤S1中，烘干温度为80-100℃；烘干时间为2-4小时。

5.根据权利要求4所述的制备固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，其特征在于：

步骤S2中，缠绕工艺的张力为2-10 N/mm；缠绕线速度为10-30 m/min；热辊温度为80-100℃；推力为0.5-8 kg。

6.根据权利要求4所述的制备固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，其特征在于：

步骤S3中，缠绕工艺的张力为2-10 N/mm；缠绕线速度为10-30 m/min；热辊温度为80-100℃；推力为0.5-8 kg。

7.根据权利要求4所述的制备固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，其特征在于，在步骤S4之前还包括：

步骤S4a. 在所述低密度隔热层预成型体的表面包覆吸胶毡，并用包装带固定，在快速接头处加吸胶毡和隔离膜，并套上胶套。

8.根据权利要求4所述的制备固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构的方法，其特征在于，步骤S4中采用抽真空、升温、加压的方法进行固化，固化制度为：

于不大于60℃的温度放入高压釜，以≤40℃/h的升温速率升温至55-65℃，真空系统绝对真空度≤110kPa；然后以≤30℃/h的升温速率升温至95-105℃，升温时间≥2h，真空系统绝对真空度≤50kPa；之后开始抽真空，绝对真空度≤25kPa，保温1-2h，压力系统为3MPa；然后以≤15℃/h的升温速率升温至145-155℃，升温时间≥4h，绝对真空度≤15kPa；于145-155℃下保温4-6h，压力系统为3MPa，绝对真空度≤25kPa；最后自然降温，出釜温度不大于40℃。