小型固體發動機燃燒室絕熱層氣囊自動膨脹加壓粘貼成型工藝*

鄭光虎，余小波，李 添，何永祝，侯宇輝，凌 玲

(湖北航天化學技術研究所，襄陽 441003)

0 引言

固體火箭發動機燃燒室中，絕熱層在高溫高壓燃氣的沖刷燒蝕下起到保護發動機殼體的作用。大多數發動機燃燒室采用低密度，低燒蝕率的柔性橡膠絕熱層，成型方式主要為手工貼片[1-4]。在燃燒室絕熱生產中，根據燃燒室殼體尺寸、絕熱層設計指標及要求，可以選用芯模熱膨脹成型工藝[5]、擠脹成型工藝[6]或氣囊加壓成型工藝[7-9]等方法。這些工藝方法需要對絕熱層施加成型壓力， 促進膠粘劑向絕熱層中滲透和擴散，增強絕熱層/膠粘劑/殼體的吸附粘接能力[9]。其中的加壓方式、加壓壓強的大小作為絕熱成型工藝的關鍵要素，是絕熱成型工藝改進中的一個重要方向。

本文在氣囊加壓成型工藝的基礎上，提出了一種新型的氣囊自動膨脹加壓絕熱粘貼成型工藝，該工藝加壓裝置為普通的真空烘箱，加壓壓力約1 atm，可同時為絕熱層/殼體界面提供合適的真空度，避免粘接界面脫粘、裹氣。該工藝方法適合于小型發動機的快速絕熱制造。

1 指標要求和實施途徑

1.1 技術指標

(1)對某大長徑比小型發動機燃燒室進行通體絕熱，絕熱層外徑為60 mm，厚度為1～2 mm，見圖1；

(2)殼體/絕熱層，絕熱層/人工脫粘層粘接強度不小于2 MPa；

(3)殼體/絕熱層粘接界面不允許有脫粘、裹氣；

(4)尾部絕熱層端面到尾部殼體端面長度11 mm。

圖1 某發動機燃燒室絕熱殼體Fig.1 Diagram of the insulated shell of SRM

1.2 絕熱成型方案分析

該發動機殼體為硬鋁合金材料，長徑比大且為兩端收口結構，不適合選用芯模熱膨脹成型和擠脹成型工藝。該結構發動機適用氣囊加壓成型工藝，具體過程為在160 ℃將人工脫粘層和絕熱層模壓完全硫化成預制件，其中將絕熱層分解為兩段分別模壓。對殼體和預制件噴砂后，在殼體表面刷涂底漆和膠粘劑，以殼體頭部R端和尾部坡臺為基準定位，分別將頭部預制件和尾部預制件貼放于殼體內，兩段絕熱層之間采用搭接連接方式，搭接位置設置于人工脫粘層粘貼區域，搭接位置回填料選用耐燒蝕環氧材料。在人工脫粘層粘貼區域刷涂膠粘劑后以頭部絕熱層R端為基準定位貼入絕熱層上。為殼體內提供一定的真空度，給氣囊加壓，使絕熱層粘貼到殼體上成型，殼體與絕熱層之間的公差配合通過預制件的彈性形變來消除。與傳統的氣囊加壓成型工藝不同的是本文使用真空烘箱作為加壓裝置，利用封口密閉氣囊在真空中自動膨脹向四周加壓的原理將絕熱層預制件粘貼到殼體上。氣囊自動膨脹加壓原理示意圖見圖2。

氣囊自動膨脹加壓工藝具體過程為將模壓硫化的絕熱預制件貼壁放入刷涂好膠粘劑的殼體內，依次裝填氣囊，裝配定位工裝后將氣囊氣嘴堵住密封，將整個殼體放入真空烘箱中，一定時間后取出完成絕熱成型。

圖2 氣囊自動膨脹加壓原理示意圖Fig.2 Diagram of the automatic expansion pressurefrom airbag

在真空烘箱中，絕熱層受到的壓力=1個室溫大氣壓p-真空烘箱真空度+熱膨脹壓力Δp。氣囊裝填前充滿空氣即為1 atm。真空烘箱提供真空能力的強弱決定了燃燒室殼體內真空度的大小，以ZK025B電熱真空烘箱為例，箱體內真空度能達到267 Pa。成型過程中，膠粘劑的固化需要一定溫度。成型過程中固化溫度T2=100 ℃，室溫T1=20 ℃，固化設備ZK025B電熱真空烘箱，按照理想氣體狀態方程pV=nRT計算出熱膨脹壓力Δp=(T2-T1)/(273+20)×p=27 665 Pa，絕熱層受到的壓力為128 723 Pa。

相比于傳統的氣囊加壓成型工藝，氣囊自動膨脹加壓成型工藝加壓介質由高壓空氣替換為常壓空氣，減少了生產操作的危險因素和生產能耗。成型設備由特制的預壓烘箱替換為真空烘箱，不用擔心外界氣體進入殼體，省去了殼體的密封處理。新的加壓方式不需要管路，真空烘箱箱體的空間能得到充分利用，單批次最多絕熱殼體個數要遠大于預壓烘箱，對于批量生產的小型殼體而言，這種優勢更能得到體現。

2 氣囊自動膨脹加壓絕熱成型工藝關鍵點

2.1 硫化預制件與殼體的匹配性、預制件厚度

絕熱層硫化后存在一定的收縮率，設計模壓模具時須考慮絕熱層材料的收縮率[3-4]。預制件過大，貼合后絕熱層存在褶皺，鼓包，預制件過小，絕熱層難以貼合，易脫粘。由于殼體與絕熱層之間的公差配合是通過預制件的彈性形變來消除的，所以絕熱層厚度不能過厚，否則通過氣囊自動膨脹產生的內壓力無法抵消因預制件彈性形變造成的壓力消耗，粘接界面不能獲得粘接所需壓緊力，易造成界面脫粘。

對絕熱層厚度與消耗壓力的關系進行建模計算。由1.2節計算結果可知絕熱層受到壓力為128 723 Pa，設定粘接界面受到的壓力為101 325 Pa，那么絕熱層預制件彈性形變允許消耗的最大壓力為27 398 Pa。該燃燒室殼體內徑加工最大公差為0.2 mm，殼體與絕熱層之間最大配合間隙可認為0.2 mm。

絕熱層變形在彈性范圍內。絕熱層楊氏模量為6.1 MPa，泊松比為0.49。絕熱層外徑尺寸φ60 mm，受壓膨脹到60.2 mm與殼體粘接后，絕熱層外表面即粘接界面還受到0.1 MPa的壓力，絕熱層膨脹消耗的壓力由氣囊內氣體的熱膨脹的壓力增值提供。計算模型設定：彈性變形模型、3D建模、網格采用四面體劃分。計算完成后，獲得了絕熱層厚度與內壁壓強關系圖，結果如圖3所示。

圖3 絕熱層厚度與內壁壓強關系Fig.3 The relationship between the thickness of the insulation layer and the required pressure

根據計算結果獲得絕熱層厚度與壓強關系如下：

δ=52.11 lnp+ 112.6

式中δ為絕熱層厚度，mm；p為絕熱套內壁壓強，MPa。

將128 723 Pa代入公式計算得出厚度δ=5.8 mm。本案例中允許絕熱層最厚值為5.8 mm。考慮到實際絕熱粘貼的常用的最高溫度為200 ℃，熱膨脹后，最大壓力約為0.16 MPa，對應的厚度δ值為17.1 mm。同時，TI116絕熱層楊氏模量較小，當使用的絕熱層硬度高，楊氏模量較大時，所能應用的絕熱層最厚值要小于17.1mm。因此，氣囊自動膨脹加壓絕熱成型工藝主要適用于絕熱層厚度較薄的小型發動機燃燒室。

當δ=0 mm時，可得對應的p=115 325 Pa，對應的熱膨脹溫度值為60 ℃。因此,本工藝方法保證粘接可靠的最低條件是熱膨脹溫度不能低于60 ℃，否則無論絕熱層多薄也不能保證粘接界面存在足夠壓力。

2.2 膠粘劑固化參數的確定

文中發動機燃燒室絕熱層選用TI116丁腈絕熱層，730丁腈-酚醛膠粘劑。由于絕熱層在粘貼前已經模壓硫化，粘貼過程僅僅涉及到膠粘劑的固化。燃燒室設計要求限制了殼體最高絕熱溫度為100 ℃，在此以最高溫度100 ℃為膠粘劑固化溫度，膠粘劑的固化壓力為氣囊自動膨脹的壓力(1 atm)，膠粘劑的固化時間需要確定。100 ℃、1 atm下的膠粘劑固化時間對殼體/絕熱層粘接強度影響見圖4 。

粘接測試執行中國航天科技集團公司第四研究院院標準Q/G 173—2008《固體火箭發動機燃燒室界面粘接強度測試方法——φ25 mm試樣拉升法》，制備φ25 mm試件，試件固化壓力由不同重量金屬壓陀保證，壓陀質量=固化壓力×φ25 mm試件粘接面積/重力加速度。試件拉伸測試儀為美國INSTRON 4502材料試驗機，測試拉升速率為20 mm/min，溫度為20 ℃。

圖 4 730膠粘劑固化時間對殼體/絕熱層粘接強度的影響Fig.4 The influence of the bonding strength of the shell/ insulation by the curing time of 730 adhesive

從圖4可看出，隨著固化時間的增加，殼體/絕熱層粘接強度逐漸變大，當730膠粘劑固化3 h后，殼體/絕熱層粘接強度超過2 MPa，達到指標要求。從圖4中還可看出，當指標要求小于2.5 MPa時，選用0.1、0.6 MPa固化壓力對殼體/絕熱層粘接強度影響不大，730膠粘劑的固化速率不變。當固化時間超過4 h后，不同固化壓力下，試件粘接強度出現不同：0.1 MPa固化壓力下，粘接強度穩定在2.5 MPa；0.6 MPa固化壓力下，粘接強度仍隨著固化時間的延長而變大，固化10 h未飽和。

絕熱層粘貼過程中，壓力的存在能保證膠粘劑向絕熱層中擴散滲透，提高絕熱層/膠粘劑/殼體粘接強度。固化時間小于4 h，730膠粘劑本體固化強度低。所以，拉伸強度受固化壓力影響不大。當固化時間超過4 h后，隨著固化時間的延長，0.1 MPa固化壓力下，730膠粘劑本體固化強度越來越高，但膠粘劑向絕熱層中擴散滲透程度較小，絕熱層/膠粘劑/殼體粘接強度較低。由于0.6 MPa固化壓力下，730膠粘劑向絕熱層中擴散滲透程度高，絕熱層/膠粘劑/殼體粘接強度要高0.1 MPa固化壓力下粘接強度。超過4 h后，在固化壓力0.6 MPa下，粘接強度值并未飽和，是由于TI116絕熱層本體在100 ℃存在一定的后硫化行為，與730膠粘劑本體強度同時增高。這與粘接試件絕熱層內聚破壞的結果相吻合。

在測試絕熱層/人工脫粘層(熟膠/熟膠)粘接試件結果發現：730膠粘劑固化3 h時，熟膠/熟膠粘接強度大于2.0 MPa。該測試結果確定出自膨脹加壓粘貼工藝730膠粘劑的固化時間，并從理論上論證了在一定指標要求范圍內，自膨脹加壓粘貼工藝的可行性。

2.3 粘接界面的真空環境

粘接界面的真空環境受到真空烘箱真空能力，730膠粘劑初粘力的影響。真空烘箱必須具備一定的真空能力，否則粘接界面氣體難以完全去除，導致脫粘，裹氣的發生。730膠粘劑具有較強的初粘力，φ25 mm初粘試件拉伸強度達0.23 MPa，絕熱層預制件直接貼入殼體后，與殼體粘貼較緊，界面的氣體很難通過抽真空除盡。在70～80 ℃烘箱中，對刷涂到殼體后的730膠粘劑進行預烘處理20～30 min后取出室溫冷卻1 h，730膠粘劑初粘力明顯降低，絕熱層預制件貼入殼體后不直接與殼體粘貼，界面的排氣通道暢通，氣體容易除盡，能夠有效避免粘接界面的局部脫粘和裹氣。

3 實施效果

采用氣囊自動膨脹加壓絕熱成型工藝后，完成數十發該型燃燒室殼體的絕熱，絕熱層厚度及端口配合尺寸符合要求，模壓模具型腔尺寸保證了絕熱層的厚度，尾部定位工裝長度尺寸保證了尾部絕熱層端面到尾部殼體端面長度尺寸。測量尺寸及要求尺寸見表1。超聲波探傷結果表明直筒段殼體/絕熱層粘接界面無脫粘，真空負壓檢驗結果表明粘接界面無裹氣，見圖5。

表 1 尺寸要求及實測尺寸Table1 Size requirements and measured dimensions mm

圖5 絕熱殼體真空負壓檢驗Fig.5 Vacuum negative pressure test of an insulated case

裝藥完成后，對殼體進行X射線實時成像探傷，進一步觀察殼體頭部R端和尾部臺階處絕熱層粘接情況，見圖6。由圖6可看出，殼體頭部R端和尾部臺階處絕熱層粘接良好，粘接界面無低密度脫粘層或裹氣。

(a)殼體頭部R端

(b)殼體尾部臺階處

4 結論

(1)氣囊自動膨脹加壓絕熱粘貼成型工藝具有粘接可靠、生產效率高的特點。相比于傳統氣囊加壓工藝，節省了殼體的密封處理和管路連接/拆卸時間和人力，平均每發殼體絕熱節省人工約0.8 h。在滿足粘接強度指標情況下，可完全取代傳統的氣囊加壓絕熱成型工藝。

(2)絕熱套在膨脹過程中需要消耗壓力，消耗的壓力受到殼體加工精度，絕熱套的厚度和絕熱層本體楊氏模量等因素的影響，因熱膨脹提供的壓力增量有限，所以該工藝方法僅適用于小型發動機燃燒室的快速高效絕熱成型，并且硫化粘貼溫度不能低于60 ℃。