惠亞軍，張永俠，賈小峰

(中國航天科技集團(tuán)公司四院七四一六廠，西安 710025)

0 引言

隨著固體火箭發(fā)動機(jī)的多樣化和結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，固體火箭發(fā)動機(jī)手工粘貼絕熱工藝已經(jīng)不能適應(yīng)固體火箭發(fā)動機(jī)的多樣化和結(jié)構(gòu)復(fù)雜化要求。一種將絕熱層粘貼加工于固體火箭發(fā)動機(jī)殼體末端內(nèi)壁的設(shè)備及其方法適用于機(jī)口絕熱層的粘貼，此方法是將機(jī)口絕熱層模壓成為半硫化狀態(tài)的環(huán)形體，再使用裝置上的硅橡膠，將其擠壓粘貼于殼體機(jī)口。硅橡膠受到擠壓變形對絕熱層施壓，高溫硫化粘接［1］。絕熱層機(jī)械貼片方法嘗試性地在兩端開口的固體火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)絕熱使用，此方法是殼體在旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動狀態(tài)下，條片狀絕熱層軟片通過刷膠機(jī)和送片機(jī)構(gòu)，將絕熱層送到待粘貼部位，同時壓片系統(tǒng)擠壓絕熱層，將其貼在殼體內(nèi)表面，高溫硫化粘接。此方法實(shí)現(xiàn)了手工貼片難以完成的發(fā)動機(jī)的絕熱工藝，但適用于兩端開口的殼體絕熱成型［2］。以熱膨脹材料為芯模，金屬殼體為陰模，絕熱層置于芯模與陰模之間，當(dāng)模具受熱后，芯模的體積膨脹受到絕熱層及金屬殼體的限制而產(chǎn)生巨大的均勻壓力，從而實(shí)現(xiàn)絕熱層粘接的熱膨脹成型法［3］。

本文所述的是手工粘貼工藝無法實(shí)現(xiàn)的一端開口、另一端封閉的發(fā)動機(jī)殼體的一種絕熱成型新工藝方法［4－8］;該項(xiàng)新工藝方法適用性強(qiáng)，它的研制成功可提高固體火箭發(fā)動機(jī)的絕熱工藝水平，廣泛用于異型面戰(zhàn)術(shù)發(fā)動機(jī)絕熱，滿足國防建設(shè)對武器裝備的快速制造和高質(zhì)量批生產(chǎn)的要求。

1 工藝方法的特點(diǎn)

某發(fā)動機(jī)燃燒室外徑為 φ420 mm，長度為1 500 mm，殼體前封頭無開口，機(jī)口尺寸為φ260 mm，內(nèi)絕熱層從尾部開口開始到前封頭，人工脫粘層分離面距離燃燒室后機(jī)口端面1 200 mm，發(fā)動機(jī)內(nèi)絕熱殼體見圖1。該燃燒室結(jié)構(gòu)決定了該燃燒室的絕熱無法應(yīng)用傳統(tǒng)的手工粘貼絕熱層的方法。為了實(shí)現(xiàn)該燃燒室的絕熱成型，采用了真空加壓絕熱工藝。與手工粘貼方法相比，該工藝實(shí)現(xiàn)了手工粘貼無法實(shí)現(xiàn)的發(fā)動機(jī)內(nèi)絕熱，且該方法消除了手工粘貼的人為因素，具有一致性好、可靠性高等優(yōu)點(diǎn)。

圖1 某發(fā)動機(jī)內(nèi)絕熱殼體Fig.1 Insulated motor case

該工藝方法與絕熱層機(jī)械貼片方法相比，克服了機(jī)械貼片需要發(fā)動機(jī)殼體兩端開口的要求及發(fā)動機(jī)殼體筒體段沒有其他復(fù)雜結(jié)構(gòu)絕熱的要求，對一端開口、另一端封閉且機(jī)口較小的大長徑比絕熱結(jié)構(gòu)復(fù)雜的發(fā)動機(jī)的絕熱尤為適用。該工藝方法與熱膨脹成型法在原理上是一致的，但熱膨脹成型法存在芯模與陰模之間氣體的排除難題，芯模與陰模之間氣體的排除，直接導(dǎo)致絕熱層與殼體之間的脫粘。熱膨脹成型法只進(jìn)行了原理性的探索，沒有在科研生產(chǎn)中進(jìn)行應(yīng)用，并對直徑大于φ100 mm的燃燒室結(jié)構(gòu)復(fù)雜的絕熱適應(yīng)性較差。

2 工藝方法的關(guān)鍵控制點(diǎn)

2.1 預(yù)成型件與殼體的吻合性

內(nèi)絕熱層分割件的2種成型方法均需通過模具或工裝來實(shí)現(xiàn)，在模具和工裝設(shè)計(jì)時，需根據(jù)成型工藝參數(shù)及絕熱層材料的線性膨脹系數(shù)來設(shè)計(jì)。成型工藝參數(shù)主要是硫化溫度、硫化壓強(qiáng)、硫化時間等參數(shù)。

模壓模具和預(yù)成型工裝設(shè)計(jì)時，考慮了絕熱層在模壓和預(yù)硫化的溫度對成型件的影響。根據(jù)絕熱層的線膨脹系數(shù)，計(jì)算模壓模具和預(yù)成型工裝的尺寸，經(jīng)過幾次試驗(yàn)，還需要考慮脫模過程中的變形，變形主要受脫模難易程度的影響較大。模壓模具與絕熱層接觸部位涂專用脫模劑能夠保證脫模順利，對成型件的變形影響很小。預(yù)成型工裝由于尺寸大，脫模時成型件變形較大，在成型工裝與絕熱層接觸部位燒結(jié)聚四氟乙烯涂層能很好地解決此問題，并對成型件的變形影響很小。

考慮到殼體內(nèi)型面，特別是殼體機(jī)口封頭部位曲面等型面復(fù)雜部位均為非機(jī)加面，臺次之間有一定的差異。為了彌補(bǔ)實(shí)際生產(chǎn)中殼體機(jī)口封頭曲面與絕熱層預(yù)成型件不可預(yù)測的間隙，采用先在殼體機(jī)口封頭曲面粘貼一層絕熱層生片;然后，將封頭模壓件放置固定于粘接位置。粘接結(jié)構(gòu)為底層粘接劑/絕熱層生片/絕熱層模壓件。過渡層和預(yù)成型件之間的界面粘接強(qiáng)度K/J/J半、殼體和過渡層間的界面粘接強(qiáng)度K/J見表1。

表1 前封頭絕熱界面粘接強(qiáng)度數(shù)據(jù)Table 1 Bonding strength of fore doom insulator interface

從表1數(shù)據(jù)可看出，采用過渡層后，過渡層和預(yù)成型件之間的界面粘接強(qiáng)度也能滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，說明此工藝合理、可行。

2.2 發(fā)動機(jī)殼體的真空環(huán)境

此絕熱工藝方法的關(guān)鍵是如何在硫化前有效排出殼體與絕熱層預(yù)成型件之間的氣體，保證在硫化過程中絕熱層預(yù)成型件能夠與殼體之間有效粘接。在此絕熱工藝中，需要特別注意以下兩方面:

(1)絕熱層成型件放入殼體后，絕熱層成型件與殼體之間的排氣通道的設(shè)計(jì)，排氣通道的暢通是保證氣體有效排出的必要條件;

(2)殼體與絕熱層預(yù)成型件之間的抽真空和氣囊充氣的順序和真空度及真空保持時間。如果在抽出殼體與絕熱層預(yù)成型件之間的氣體前，不將氣囊內(nèi)的氣體抽出，在抽出殼體與絕熱層成型件之間氣體的過程中，氣囊會膨脹，堵塞排氣通道，使得絕熱層預(yù)成型件與殼體之間的氣體不能有效排出。

殼體與絕熱層成型件之間的抽真空時間和真空度也是關(guān)鍵參數(shù)。抽真空時間過短，可能使殼體與絕熱層預(yù)成型件之間的真空度沒有達(dá)到平衡;抽真空時間過長，影響生產(chǎn)效率和經(jīng)濟(jì)性。真空度是抽真空的表征參數(shù)，合適的參數(shù)使工藝能夠既可靠又簡捷。

2.3 預(yù)成型件工藝參數(shù)制定

預(yù)成型件的主要工藝參數(shù)有預(yù)成型的溫度、壓力和時間。通過分析110～160℃、60 min內(nèi)的絕熱層硫化曲線，可得出絕熱層材料在不同溫度下，轉(zhuǎn)矩-時間曲線的變化趨勢為130℃(含130℃)以下隨時間變化不明顯;130℃以上絕熱層材料粘流轉(zhuǎn)矩變化明顯，具體參見圖2的絕熱層硫化曲線圖(其中，1、2為T=110℃下的扭矩時間曲線;3、4為T=120℃下的扭矩時間曲線;5、6為T=140℃下的扭矩時間曲線;7、8為T=130℃下的扭矩時間曲線;9、10為T=160℃下的扭矩時間曲線;11、12為T=150℃下的扭矩時間曲線)。因此，預(yù)成型件的預(yù)成型溫度應(yīng)在110～130℃，預(yù)成型的壓力和時間可根據(jù)試驗(yàn)確定，確定的主要原則是需要有一定的強(qiáng)度，滿足預(yù)成型件在殼體內(nèi)的放置需要。

圖2 絕熱層硫化曲線圖Fig.2 Vulcanization curve of insulating material

3 結(jié)語

本工藝方法絕熱后的發(fā)動機(jī)絕熱殼體共計(jì)上百臺，經(jīng)超聲波探傷結(jié)果表明無脫粘現(xiàn)象。該發(fā)動機(jī)經(jīng)過高低溫循環(huán)、振動、鹽霧、立貯、顛振等試驗(yàn)后，參加飛行均獲得成功，說明此絕熱工藝方法合理、可行。

此真空加壓絕熱法可用于結(jié)構(gòu)復(fù)雜的小開口固體火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)絕熱層成型，該工藝具有高可靠、高效率、高質(zhì)量等優(yōu)點(diǎn)。通過應(yīng)用該工藝的小批量生產(chǎn)結(jié)果及各種試驗(yàn)結(jié)果表明，絕熱產(chǎn)品內(nèi)表面光滑平整無脫粘，尺寸符合要求，能夠滿足設(shè)計(jì)要求。

［1］Fan Jun-ling，Huang Hsing-tsai.Method and apparatus for installing aft insulation in rocket motor case［P］.US 6779458 B1，2004.

［2］Armstrong Jr J Dean，Meyers Lee，Andrews Mark.Method and apparatus for application of material to corepatent［P］.US 6989067 B2，2006.

［3］仲曉春，宛靜，肖軍.橡膠絕熱層的熱膨脹成型工藝［J］.宇航材料工藝，2009(3).

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［5］陳春娟，馬國富.改善固體火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)絕熱層抗沖刷性能研究進(jìn)展［J］.宇航材料工藝，2004(1).

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［7］山西省化工研究所.塑料橡膠加工助劑［M］.北京:化學(xué)工業(yè)出版社，2002.

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