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一种带锥的内绝热层成型工艺改进  
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【英文篇名】 Forming process improvement of an internal insulation with cone
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【作者】 陈建梅; 高克州; 陈长乐;
【英文作者】 CHEN Jian mei; GAO Ke zhou; CHEN Chang le∥The 43rd Institute of the Fourth Academy of CASC; Xi'an 710025; China.;
【作者单位】 中国航天科技集团公司四院四十三所; 中国航天科技集团公司四院四十三所 西安 710025; 西安 710025;
【文献出处】 固体火箭技术 , Journal of Solid Rocket Technology, 编辑部邮箱 2002年 04期  
期刊荣誉:中文核心期刊要目总览  ASPT来源刊  CJFD收录刊
【中文关键词】 固体推进剂火箭发动机; 内绝热层; 精密控制; 定位;
【英文关键词】 solid propellant rocket engine; internal insulation; precise control; positioning;
【摘要】 某固体火箭发动机燃烧室为锥筒形,内绝热层很薄,包括复合绝热层和橡胶绝热层两层。由于燃烧室几何形状特殊,无法采用现有的内绝热层成型工艺技术。在分析基础上,得出了该内绝热层压制精密控制方法,利用定位和壳体保护装置,将配制的未硫化粘稠态橡胶通过挤压涂覆在壳体内壁,精确控制内绝热层的厚度和均匀性。该发动机热试车成功表明,这种内绝热层成型工艺技术是有效可行的。
【英文摘要】 A solid rocket motor has a cone cylinder combustion chamber and its insulation is a double layer structure, which consists of composite insulation and rubber insulation Because of the special geometry of the chamber, it is difficult to use the forming process of insulation in common use A precisely controlled processing method of the internal insulation of the chamber by using a locating and case protection device was developed In accordance with the method, high viscosity un vulcanized rubber was coa...
【分类号】 V461
【正文快照】 1 引言一种固体火箭发动机燃烧室金属壳体为带锥的圆筒结构,前后开口小,而内腔直径大。燃烧室最大工作压强为23MPa,燃气最高温度为3500K。在这样苛刻条件下,它必须可靠地工作到8s左右,因此在金属壳体与推进剂药柱之间设计有3.2mm厚的的内绝热层。为同时满足抗烧蚀、耐?

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