1、QJ中华人民共和国航天行业标准FL 1337 QJ 2038.1A2004代替 QJ 2038.11991固体火箭发动机燃烧室界面粘接强度 测试方法 第1部分:矩形试件扯离法 Test method for interface bonding strength of solid rocket motor chamber Part 1: Unstick test for rectangular specimen 20040901发布 20041201实施国防科学技术工业委员会发布 QJ 2038.1A2004 I前言 QJ 2038固体火箭发动机燃烧室界面粘接强度测试方法分为两个部分： 第1部分
2、：矩形试件扯离法； 第2部分：剪切法。 本部分代替QJ 2038.11991固体发动机燃烧室界面粘接强度测试方法 扯离法。 本部分与QJ 2038.11991相比主要有以下变化： a) 外形尺寸由原来的正方形变为矩形，而且在两端开有人工脱粘面； b) 推进剂浇注成型； c) 推进剂的用量增加，约为1kg； d) 在拉伸断裂后，应测量垂直于人工脱粘面且与其根部对应的推进剂断裂端点与衬层面的垂直距离，并规定了不同距离乘以不同系数； e) 规定了绝热层与钢的粘接强度。 本部分由中国航天科技集团公司提出。 本部分由中国航天标准化研究所归口。 本部分起草单位：中国航天科技集团公司第四研究院7416厂。
3、本部分主要起草人：冯建时。 本部分于1991年1月首次发布，本次为第一次修订。 QJ 2038.1A2004 1固体火箭发动机燃烧室界面粘接强度测试方法 第1部分：矩形试件扯离法 1 范围 本部分规定了固体火箭发动机(以下简称发动机)燃烧室壳体、绝热层或人工脱粘层、衬层、推进剂的矩形联合粘接强度的试件制备、测试程序和测试结果处理等。 本部分适用于浇注式复合固体推进剂发动机燃烧室中，绝热层或人工脱粘层、衬层、推进剂矩形试件联合粘接强度试件的测试。无人工脱粘层的发动机也可参照执行。 2 规范性引用文件 下列文件中的条款通过本部分的引用而成为本部分的条款。凡是注日期的引用文件，其随后所有的修改单（不
4、包含勘误的内容）或修订版均不适用于本部分，然而，鼓励根据本部分达成协议的各方研究是否可使用这些文件的最新版本。凡是不注日期的引用文件，其最新版本适用于本部分。 QJ 9161985 固体火箭发动机燃烧室内绝热层、衬层材料拉伸试验方法 3 测试原理 试件是：在两个平行钢件之间粘接绝热层、涂敷衬层和浇注推进剂，其中一个钢件上的绝热层两端，分别人为造成钢件与绝热层之间有25mm20mm的脱粘面（见图1）。 在垂直于试件粘接面的方向上施加拉力，测量试件破坏时达到的最大应力。 4 设备与工装 4.1 材料试验机 材料试验机应满足下列要求： a) 测试速度应满足标准中规定的要求，且加载时应保持恒速； b)
5、 试验机负荷值的测量误差应不大于全量程的1%； c) 测量的负荷值应在试验机满量程的2090范围内。 4.2 工装 制作试件的工装示意图见图2。 5 试件 5.1 试件尺寸 钢件、绝热层、衬层、推进剂及组成的试件尺寸见图1（试件与试验机连接的接头尺寸可根据与实验机连接情况进行调整）。 5.2 试件材料 试件中所用的绝热层或人工脱粘层、衬层、推进剂配方与发动机所用的相同。 5.3 试件制备 5.3.1 绝热层或人工脱粘层的粘贴 QJ 2038.1A2004 2200.5200.5111000.2250.223451-脱粘部位试件尺寸图12-推进剂3-衬层4-绝热层5-钢件482111041001
6、24201245687483921020装填推进剂的试件浇注工装图图21-螺栓2-紧固板3-试件4-隔离板5-推进剂6-底板7-衬层8-绝热层9-挡板1 200.5 200.5 1 200.5 2 3 4 5 1000.2 2 48 1 1 1脱粘部位；2推进剂；3衬层；4绝热层；5钢件 图1 试件尺寸 100 124 483104 8 7 20 20 210 1螺栓；2紧固板；3试件；4隔离板；5推进剂；6底板；7衬层；8绝热层；9挡板图2 装填推进剂的试件浇注工装图 QJ 2038.1A2004 35.3.1.1 裁制105mm30mm2mm的未硫化绝热层或人工脱粘层10片、裁制10张长为
7、20mm0.5mm、宽为25 mm0.5mm、厚0.1mm0.3mm耐200的隔离膜，按图3的尺寸准备钢件10个，并对钢件粘接面进行打磨。按照绝热层或人工脱粘层粘贴工艺要求处理钢件、绝热层或人工脱粘层表面，并分别将绝热层或人工脱粘层粘贴在钢件上。粘贴时，在其中5个钢件表面两端分别粘贴已经裁制好的隔离膜，以钢件刻痕为起点向外侧方向粘贴。粘贴完后，按发动机绝热层的硫化条件硫化，硫化后的绝热层与钢件的粘接强度一般应大于3.0MPa。 25+0.5-0.2200.5200.51000.2110图3钢件图4815165.3.1.2 将粘在钢件上的绝热层或人工脱粘层材料进行修整及清理，将绝热层与钢件四周边
8、沿修齐并按制作衬层的要求处理绝热层或人工脱粘层表面。然后将人工脱粘面处用刀片分离开。 5.3.2 衬层成型 5.3.2.1 用透明胶带纸沿着粘有绝热层或人工脱粘层的钢件边沿缠绕1周2周，并使胶带高出绝热层或人工脱粘层1mm2mm，以备按衬层制作技术要求在绝热层或人工脱粘层上制作衬层。 5.3.2.2 按工艺要求在绝热层或人工脱粘层上涂敷衬层料浆，无特殊要求时涂敷0.75mm1mm厚衬层料浆，按衬层半固化条件要求使衬层料浆达半固化状态。 5.3.3 推进剂成型 将粘有绝热层或人工脱粘层和半固化衬层的钢件除去透明胶带纸，清理后装于推进剂浇注工装中，见图2 。装配时应注意将有人工脱粘面的钢试件装于同
9、一侧，其余装于另一侧。装配完成后，应模拟发动机装药条件进行推进剂真空浇注和固化。 5.3.4 试件成型 试件固化结束后，将模具拆开，取出整体样块，对样块进行切割，切割后外形尺寸见图1。 5.4 试件数量 每套工装制作5个试件，剔除8.1规定的不合格试件，有效试件数不少于3个。 5.5 试件存放 试件整形后应存放于室温干燥器中，测试前停放时间不少于1h，在室温干燥器中存放的最长时间应不多于6d（特殊要求除外）。 6 测试程序 6.1 测试条件 110 1000.2200.5 200.5 15 8 16 0.5 0.2 图3 钢件图 25 QJ 2038.1A2004 46.1.1 试件应在253
10、或203的条件下停放1h2h， 然后在相同温度条件下进行测试。 6.1.2 拉伸速度为20mm/min（特殊要求除外）。 6.2 测试步骤 6.2.1 试件安装在材料试验机上，使其呈自由状态，以20mm/min的恒速施加拉力，至试件拉断，记录最大载荷值。 6.2.2 取下试件，用精度0.02mm 游标卡尺测量每个试件垂直于人工脱粘面且与根部对应的推进剂断口至衬层的距离（L），见图4，并记录。 7 测试结果处理 7.1 粘接面积计算 粘接面积按公式（1）计算： S=Aabc （1） 式中： S 有效粘接面积为1500，单位为平方毫米（mm2）； A 含人工脱粘面金属试件面积为2500，单位为平方
11、毫米（mm2）； a 人工脱粘面数量为2； b 人工脱粘面的深度为20，单位为毫米（mm）； c 试件宽度为25，单位为毫米（mm）。 1 234 51L L脱开处钢件衬层推进剂绝热7.2 矩形试件粘接强度 矩形试件粘接强度按公式（2）计算： m SFk=（2） 式中： m粘接强度，单位为兆帕（MPa）； k修正系数，与垂直于人工脱粘面根部对应的推进剂断口端点至衬层的距离L（mm）有关： 当L2.5时，k取1； 1脱开处；2钢件；3衬层；4推进剂；5绝热层 图4 测量断口示意图 L L 1 2 3 4 5 1 QJ 2038.1A2004 5当2.5L3时，k取0.95； 当3L4.5时，k取
12、0.9； 当L 4.5时为不合格试件； F记录的最大载荷，单位为牛顿（N）； S有效粘接面积(数值为1500)，单位为平方毫米（mm2）。 8 不合格试件 8.1 试件表面有明显的气孔、杂质、裂纹或机械损伤。 8.2 当本批试件不能提供3个有效试件，本批试件为不合格。 8.3 当断口端点至衬层的距离L大于或等于4.5时，为不合格试件。 9 数据处理与测试报告 9.1 数据处理按QJ 9161985附录A进行，报出单个数据和平均值及粘接试件破坏情况，如不能处理，报出单个试件测试结果及粘接试件破坏情况。 9.2 测试结果报告应包括：试件编号、测试日期、测试温度、绝对湿含量或相对湿度、拉伸速度、单个
13、测试结果和破坏类型符号及破坏情况简要描述，推荐格式见表1。 9.3 粘接试件破坏类型符号如下： J-B绝热层与衬层间破坏； B-Y衬层与推进剂间破坏； B-B衬层自身破坏； Y-Y推进剂间破坏。 表1 矩形试件结果报告单 委托单位： 日期: 年 月 日 批号 粘结强度 MPa 破坏类型及描述 端点距离 mm 备 注 平均值 测试温度C 绝对湿含量 gH2o/kg干空气 拉伸速度 mm/min 测试单位： 测试员： 审核： 批准： QJ 2038.1A2004 6中华人民共和国航天行业标准 固体火箭发动机燃烧室界面粘接强度测试方法 第1部分：矩形试件扯离法QJ 2038.1A2004 * 中国航天标准化研究所出版 北京西城区月坛北小街2号 邮政编码：100830 北京航标印务中心印刷 中国航天标准化研究所发行 版权专有 不得翻印 * 2004年12月出版 定价：10.00元 QJ 2038.1A2004
