一种固体火箭发动机可消融阻燃层、制备方法及其应用与流程

1.本发明涉及一种阻燃层材料及其制备方法，尤其是涉及一种固体火箭发动机可消融阻燃层、制备方法及其应用，属于固体火箭发动机热防护技术领域。


背景技术：

2.在典型防空导弹应用背景中，为实现导弹武器精细控制和良好作战效能的需求，需要固体火箭发动机拥有多次启停能力，目前通常采用多个脉冲独立封装推力单元的方式，每个推力单元有独立的燃烧室装填推进剂，并且有独立的信号控制系统，这类结构的火箭发动机都存在结构尺寸大、制作成本高、控制系统复杂等局限，因此在固体火箭发动机应用中受到限制。
3.固体火箭发动机中的推进剂为固体推进剂，成分中含有提供自持燃烧所需氧的氧化剂，一旦燃烧条件建立，将持续燃烧直至推进剂燃尽。因此要实现固体火箭发动机推进剂间的启停，不采用多脉冲独立封装推力单元的冗余结构，则必须要使用一种隔断材料，有目的性地阻滞推进剂的燃烧，并且不能影响下一次的点火启动。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机可消融阻燃层，该阻燃层设置在同一燃烧室的一级推进剂与二级推进剂之间，具有阻燃和消融的作用，在固体火箭发动机中一级推进剂点火实现阻燃层吸热消融失强，保护并不影响二级推进剂点火，实现多级推进剂之间的分级独立工作。
5.本发明的另外一个目的在于提供一种固体火箭发动机可消融阻燃层的制备方法及其应用。
6.本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
7.一种固体火箭发动机可消融阻燃层，所述阻燃层的原料包含如下质量份数的组分：
8.端羟基聚丁二烯35～45份、癸二酸二(2-乙基己)酯6～8份、二甲基硅油0.025g～0.05g、扩链剂2～3份、固化助剂0.15～0.2份、高热沉填料40～55份、固化剂5～8份、邻苯二甲酸二丁酯溶液0.6～0.8份；
9.其中邻苯二甲酸二丁酯溶液中包含质量百分比含量为2.0％～2.5％的乙酰丙酮铁。
10.在上述固体火箭发动机可消融阻燃层中，所述扩链剂为n,n＇-双(2-羟丙基)苯胺、乙二醇、一缩二乙二醇或二缩三乙二醇的任意一种。
11.在上述固体火箭发动机可消融阻燃层中，所述固化助剂为聚酰胺树脂或液体石蜡中的任意一种。
12.在上述固体火箭发动机可消融阻燃层中，所述高热沉填料为硫酸铵、多聚甲醛或三聚氰胺中的任意一种。
13.在上述固体火箭发动机可消融阻燃层中，所述固化剂为异佛尔酮二异氰酸酯或甲苯二异氰酸酯中的任意一种。
14.在上述固体火箭发动机可消融阻燃层中，所述阻燃层的厚度为1～2mm。
15.一种固体火箭发动机可消融阻燃层的制备方法，包括如下步骤：
16.(1)、称量乙酰丙酮铁和邻苯二甲酸二丁酯配制乙酰丙酮铁的质量百分比含量为2.0％～2.5％的溶液，待用；
17.(2)、将扩链剂和固化助剂置于58℃～62℃烘箱中保存12～24h，待用；
18.(3)、将高热沉填料置于干燥箱中保存6～8天，待用；
19.(4)、称取35～45质量份的端羟基聚丁二烯，加入容器中；
20.(5)、称取6～8质量份的癸二酸二(2-乙基己)酯加入容器，用胶头滴管加入1～2滴二甲基硅油，即0.025g～0.05质量份，并搅拌3～5min；
21.(6)、取出烘箱中的扩链剂，称量2～3质量份加入容器中，搅拌3～5min；
22.(7)、取出烘箱中的固化助剂，称量0.15～0.2质量份加入容器中，迅速搅拌3～5min至无残留不溶物；
23.(8)、取出干燥箱中的高热沉填料，研磨1～2min后，称量40～55质量份加入容器中，缓慢搅拌5～10min至粉料全部溶解；
24.(9)、称取固化剂5～8质量份加入容器中，搅拌3～5min；
25.(10)、称取乙酰丙酮铁质量百分比含量为2.0％～2.5％的邻苯二甲酸二丁酯溶液0.6～0.8质量份加入容器中，搅拌7～8min；
26.(11)、将搅拌完成的步骤(4)～(10)中容器中的浆料放入真空泵中真空除气20～40min；
27.(12)、除气完成后，将料浆倒入胶片模具中，将料浆刮平整，密封后放置于58℃～62℃烘箱中固化160h～176h，完成阻燃层胶片制备。
28.在上述固体火箭发动机可消融阻燃层的制备方法中，所述扩链剂为n,n＇-双(2-羟丙基)苯胺、乙二醇、一缩二乙二醇或二缩三乙二醇的任意一种；所述固化助剂为聚酰胺树脂或液体石蜡中的任意一种；所述高热沉填料为硫酸铵、多聚甲醛或三聚氰胺中的任意一种；所述固化剂为异佛尔酮二异氰酸酯或甲苯二异氰酸酯中的任意一种。
29.在上述固体火箭发动机可消融阻燃层的制备方法中，所述步骤(12)中的胶片模具的材料为铝，胶片模具表面的涂层材料为聚四氟乙烯。
30.在上述固体火箭发动机可消融阻燃层的制备方法中，所述制备得到的阻燃层胶片的厚度为1～2mm。
31.上述固体火箭发动机可消融阻燃层的应用，所述阻燃层设置在一级推进剂与二级推进剂之间，起到阻燃作用，以及在一级推进剂点火后吸热消融。
32.本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
33.(1)、本发明提供的固体火箭发动机可消融阻燃层材料，以端羟基聚丁二烯和异佛尔酮二异氰酸酯固化体系为基体材料，添加高热沉填料，该阻燃层设置在一级推进剂与二级推进剂之间，具有阻燃和消融的作用，有效实现了阻燃层一级推进剂点火工作完成后吸热消融失强，保护并不影响二级推进剂工作。
34.(2)、本发明固体火箭发动机可消融阻燃层采用特殊的配方体系，以及优化设计的
制备方法，得到的阻燃层可以满足固体火箭发动机分级点火中在一级推进剂点火后实现阻燃层吸热消融失强，保护并不影响二级推进剂点火，完成多级推进剂之间的分级独立工作，代替现有技术中采用两级推力室，简化固体火箭发动机结构，降低成本，提高效率。
35.(3)、本发明一级推进剂点火燃烧完成之后存在停滞时间，之后二级推进剂点火，中间停滞时间推力为零，本发明试验表明一级、二级推力曲线的峰值和工作时间与计算预示结果一致。
附图说明
36.图1为本发明一级推进剂、阻燃层、二级推进剂结构示意图；
37.图2为本发明实施例1中样品热分析曲线；
38.图3为本发明实施例2中样品热分析曲线；
39.图4为本发明实施例1中阻燃层样品图；
40.图5为本发明实施例2中阻燃层样品图；
41.图6为本发明实施例1中可消融阻燃层在二级脉冲发动机中试验结果与预示结果对比图，其中a为压强-时间曲线，b为推力-时间曲线。
具体实施方式：
42.下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
43.本发明在多级推进剂之间制备阻燃层隔断，根据在二次点火脉冲发动机中阻燃层应用需求，需具备如下特点：隔热层材料在一级点火后实现消融，无积碳等残留物，否则将影响二级点火；隔热层材料具有吸热性能，否则将引燃二级推进剂；隔热层材料应具有较高的长期存储稳定性及良好的加工成型性。
44.如图1所示为本发明一级推进剂、阻燃层、二级推进剂结构示意图，阻燃层需满足一级推进剂工作完成后，吸收热量完成消融失强，保护并不影响二级推进剂的正常工作，实现多级推进剂之间的分级独立工作。
45.本发明固体火箭发动机可消融阻燃层的原料包含如下质量份数的组分：
46.端羟基聚丁二烯35～45份、癸二酸二(2-乙基己)酯6～8份、二甲基硅油胶头滴管1～2滴(0.025g～0.05份)、扩链剂2～3份、固化助剂0.15～0.2份、高热沉填料40～55份、固化剂5～8份、邻苯二甲酸二丁酯溶液0.6～0.8份；
47.其中邻苯二甲酸二丁酯溶液中包含质量百分比含量为2.0％～2.5％的乙酰丙酮铁。
48.一可选实施例中，扩链剂为n,n＇-双(2-羟丙基)苯胺、乙二醇、一缩二乙二醇或二缩三乙二醇的任意一种。
49.一可选实施例中，固化助剂为聚酰胺树脂或液体石蜡中的任意一种。
50.一可选实施例中，高热沉填料为硫酸铵、多聚甲醛或三聚氰胺中的任意一种。
51.一可选实施例中，固化剂为异佛尔酮二异氰酸酯或甲苯二异氰酸酯中的任意一种。
52.一可选实施例中，阻燃层的厚度为1～2mm。
53.本发明固体火箭发动机可消融阻燃层的制备方法，包括如下步骤：
54.(1)、称量乙酰丙酮铁和邻苯二甲酸二丁酯配制乙酰丙酮铁的质量百分比含量为2.0％～2.5％的溶液，待用；
55.(2)、将扩链剂和固化助剂置于60℃
±
2℃烘箱中保存12～24h，待用；
56.(3)、将高热沉填料置于干燥箱中保存6～8天，待用；
57.(4)、称取35～45质量份的端羟基聚丁二烯，加入容器中；
58.(5)、称取6～8质量份的癸二酸二(2-乙基己)酯加入容器，用胶头滴管加入1～2滴(0.025g～0.05质量份)的二甲基硅油，并搅拌3～5min；
59.(6)、取出烘箱中的扩链剂，称量2～3质量份加入容器中，搅拌3～5min至颜色均一；
60.(7)、取出烘箱中的固化助剂，称量0.15～0.2质量份加入容器中，迅速搅拌3～5min至无残留不溶物，颜色均一；
61.(8)、取出干燥箱中的高热沉填料，研磨1～2min后，称量40～55质量份加入容器中，缓慢搅拌5～10min至粉料全部溶解，颜色均一；
62.(9)、称取固化剂5～8质量份加入容器中，搅拌3～5min；
63.(10)、称取乙酰丙酮铁质量百分比含量为2.0％～2.5％的邻苯二甲酸二丁酯溶液0.6～0.8质量份加入容器中，搅拌7～8min至颜色均一；
64.(11)、将搅拌完成的步骤(4)～(10)中容器中的浆料放入真空泵中真空除气20～40min；
65.(12)、除气完成后，将料浆倒入胶片模具中，用刮片将将料浆刮平整，密封后放置于58℃～62℃烘箱中固化160h～176h，完成阻燃层胶片制备。
66.一可选实施例中，胶片模具的材料为铝，胶片模具表面的涂层材料为聚四氟乙烯，阻燃层胶片的厚度为1mm。
67.扩链剂为n,n＇-双(2-羟丙基)苯胺、乙二醇、一缩二乙二醇或二缩三乙二醇的任意一种；所述固化助剂为聚酰胺树脂或液体石蜡中的任意一种；所述高热沉填料为硫酸铵、多聚甲醛或三聚氰胺中的任意一种；所述固化剂为异佛尔酮二异氰酸酯或甲苯二异氰酸酯中的任意一种。
68.本发明所提供的可消融式阻燃层材料配方制备的阻燃层胶片，可以满足固体火箭发动机分级点火中在一级推进剂点火后实现阻燃层吸热消融失强，保护并不影响二级推进剂点火，完成多级推进剂之间的分级独立工作。
69.实施例1
70.一种固体火箭发动机可消融阻燃层材料，由以下原料组成：端羟基聚丁二烯35.5g、癸二酸二(2-乙基己)酯6g、二甲基硅油胶头滴管1滴(0.025g)、n,n＇-双(2-羟丙基)苯胺2g、聚酰胺树脂0.15g、硫酸铵50g、异佛尔酮二异氰酸酯5.8g、乙酰丙酮铁含量为2.2％的邻苯二甲酸二丁酯溶液0.7g。
71.一种固体火箭发动机可消融阻燃层材料制备方法，包括以下步骤：
72.(1)称量乙酰丙酮铁和邻苯二甲酸二丁酯配制2.2％的溶液，待用；
73.(2)将n,n＇-双(2-羟丙基)苯胺和聚酰胺树脂置于60℃烘箱中保存24h，待用；
74.(3)将高热沉填料置于干燥箱中保存6d，待用；
75.(4)称取35.5g端羟基聚丁二烯，加入配制容器中；
76.(5)称取癸二酸二(2-乙基己)酯6g加入容器，用胶头滴管加入1滴二甲基硅油，并搅拌3min；
77.(6)取出烘箱中的n,n＇-双(2-羟丙基)苯胺，称量2g加入容器中，搅拌5min至颜色均一；
78.(7)取出烘箱中的聚酰胺树脂，称量0.15g加入容器中，迅速搅拌5min至无残留不溶物，颜色均一；
79.(8)取出干燥箱中的硫酸铵，研磨2min后，称量50g加入容器中，缓慢搅拌5～10min至粉料全部溶解，颜色均一；
80.(9)称取异佛尔酮二异氰酸酯5.8g加入容器中，搅拌4min；
81.(10)称取乙酰丙酮铁含量为2.2％的邻苯二甲酸二丁酯溶液0.7g加入容器中，搅拌7min至颜色均一；
82.(11)将搅拌完成的料浆放入真空泵中真空除气20min；
83.(12)除气完成后，将料浆倒入聚四氟乙烯方形胶片模具中，用刮片将料浆刮平整，密封后平放置于60℃烘箱中固化168h，制作阻燃层胶片和测试试件。
84.实施例1制得的可消融阻燃层材料的主要检测结果如下：图2为本发明实施例1样品的热重分析曲线，表1为主要的性能测试结果，图4为本发明实施例1样品宏观数码照片。图6为本发明实施例1中可消融阻燃层在二级脉冲发动机中试验结果与预示结果对比图，其中a为压强-时间曲线，b为推力-时间曲线。
85.图6结果显示，一级推进剂工作结束后推力和压强迅速降为0，并在预设的20s之后成功实现再次点火。试验压强、推力曲线与预示曲线一致，一、二推进剂工作时间吻合。
86.表1实施例1样品主要测试结果
[0087][0088]
实施例2
[0089]
一种固体火箭发动机可消融阻燃层材料，由以下原料组成：端羟基聚丁二烯42.4g、癸二酸二(2-乙基己)酯溶液7.2g、二甲基硅油胶头滴管1滴、n,n＇-双(2-羟丙基)苯胺2.3g、聚酰胺树脂0.17g、多聚甲醛40g、异佛尔酮二异氰酸酯7g、乙酰丙酮铁含量为2.2％的邻苯二甲酸二丁酯溶液0.8g。
[0090]
一种固体火箭发动机可消融阻燃层材料制备方法，包括以下步骤：
[0091]
(1)称量乙酰丙酮铁和邻苯二甲酸二丁酯配制2.2％的溶液，待用；
[0092]
(2)将n,n＇-双(2-羟丙基)苯胺和聚酰胺树脂置于60℃烘箱中保存24h，待用；
[0093]
(3)将高热沉填料置于干燥箱中保存8d，待用；
[0094]
(4)在容器中称取42.4g端羟基聚丁二烯；
[0095]
(5)称取癸二酸二(2-乙基己)酯7.2g加入容器，用胶头滴管加入1滴二甲基硅油，并搅拌3min；
[0096]
(6)取出烘箱中的n,n＇-双(2-羟丙基)苯胺，称量2.3g加入容器中，搅拌4min至颜色均一；
[0097]
(7)取出烘箱中的聚酰胺树脂，称量0.17g加入容器中，迅速搅拌5min至无残留不溶物，颜色均一；
[0098]
(8)取出干燥箱中的多聚甲醛，研磨2min后，称量40g加入容器中，缓慢搅拌10min至粉料全部溶解，颜色均一；
[0099]
(9)称取异佛尔酮二异氰酸酯7g加入容器中，搅拌5min；
[0100]
(10)称取乙酰丙酮铁含量为2.2％的邻苯二甲酸二丁酯溶液0.8g加入容器中，搅拌8min至颜色均一；
[0101]
(11)将搅拌完成的料浆放入真空泵中真空除气30min；
[0102]
(12)除气完成后，将料浆倒入聚四氟乙烯方形胶片模具中，用刮片将料浆刮平整，密封后平放置于60℃烘箱中固化168h，制作阻燃层胶片和测试试件。
[0103]
实施实例2制得的可消融阻燃层材料的主要检测结果如下：图3本发明为实施例2样品的热重分析曲线，表2为主要的性能测试结果，图5为本发明实施例2样品宏观数码照片。
[0104]
表2实施例2样品主要测试结果
[0105]
测试项目测试值拉伸强度(kpa)405断裂伸长率(％)68密度(g/cm3)0.89热分解温度t5、t
max
(℃)t5＝108℃，t
max1
＝145℃，t
max2
＝465℃
[0106]
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
[0107]
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。