[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

说明书

本发明提供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，绝热层结构包括贴合设置的烧蚀层、第一隔热层和低密度隔热层；烧蚀层以酚醛树脂为基体材料，以碳纤维为增强材料；第一隔热层以酚醛树脂为基体材料，以高硅氧玻璃为增强材料；低密度隔热层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。该绝热层结构，在烧蚀层、隔热层的基础上，设置低密度隔热层，利用低密度材料低导热率的特性，在不影响耐烧蚀性能的条件下，提高长尾喷管绝热层的隔热性能，平衡烧蚀、隔热，提高长尾喷管绝热层防热效率；同时也可提高长尾喷管产品的质量比，解决长尾喷管传统结构的低质量比、高导热率的问题。

技术领域

本发明属于复合材料技术领域，具体涉及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。

背景技术

防热技术是固体火箭发动机的关键技术之一。烧蚀防热是固体火箭发动机喷管最常用的防热技术。固体火箭发动机喷管使用最多的热防护材料是树脂基烧蚀复合材料。国内发动机长尾喷管用烧蚀、隔热材料多选用碳布/酚醛、碳纤维/酚醛、高硅氧布/酚醛，玻璃布/酚醛，通过布带缠绕工艺、铺层工艺或模压工艺成型。随着固体火箭推进技术的发展，战术武器的更新换代，对发动机的研制有了新的要求。一方面为扩大攻击范围，要求发动机装药量大；另一方面受限于武器载具和共架发射，所研制长尾喷管绝热层燃气通道尺寸和绝热层厚度都有极其严格的要求。

目前，高性能长尾喷管多采用碳纤维编织/酚醛-高硅氧布/酚醛缠绕复合成型工艺。为提高碳纤维编织层烧蚀层抗冲刷能力，多采用提高纤维体积含量的方式来解决，但由于碳纤维导热性能好，提高纤维体积含量会导致烧蚀层隔热性能下降，因此，采用传统工艺制备热防护材料在抗长时间机械剥蚀性能、隔热性能，特别是在平衡烧蚀、防热基础上，提高防热效率方面存在一定差距，不能满足新型武器装备的需求。

发明内容

本发明解决的技术问题是提供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，在烧蚀层、隔热层的基础上，设置低密度隔热层，利用低密度材料低导热率的特性，在不影响耐烧蚀性能的条件下，提高长尾喷管绝热层的隔热性能，平衡烧蚀、隔热，提高长尾喷管绝热层防热效率；同时也可提高长尾喷管产品的质量比，解决长尾喷管传统结构的低质量比、高导热率的问题。

为了解决上述问题，本发明一方面提供一种固体火箭发动机长尾喷管的绝热层结构，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。

优选地，所述烧蚀层中，酚醛树脂与碳纤维的质量比为（3-5）：10；

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；

所述低密度隔热层中，酚醛树脂与玻璃纤维的质量比为（3-4）：10。

优选地，所述低密度隔热层中，所述轻质填料为空心玻璃微珠、空心酚醛微珠、空心陶瓷微珠中的一种或几种的组合。

进一步优选地，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。

优选地，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。

优选地，所述烧蚀层的密度为1.46-1.48 g/cm³。

优选地，所述第一隔热层的密度为1.68-1.70 g/cm³。

优选地，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。