本发明属于火箭，具体涉及一种高强碳纤维-高温环氧树脂固体火箭发动机壳体。
背景技术：
1、随着航空航天技术的推进，对于固体火箭发动机的性能要求越来越高，为了满足低易损性、高质量比的要求，越来越多的固体火箭发动机壳体材料由金属材料替换为复合材料。复合材料壳体仅在发动机内部压强更高时才能表现出相较于金属壳体更优异的性能，但高压强的严酷工作环境下，发动机整体性能提高的同时，也伴随着内部流动和传热条件的恶化，流动速度更快，热流密度更高，对复合壳体内、外部的热防护结构设计提出了更高的要求。
2、随着制导火箭飞行速度的不断提高，以及全程伴飞发动机在中远程制导火箭领域的应用，发动机壳体结构对强度和刚度提出了更严苛的要求。在高超声速气动加热环境下，全程伴飞的发动机壳体不仅受到外部严酷的气动加热，同时发动机内侧也不断受到工作过程中产生的高温、高压燃气加热。如果缺少可靠的内绝热结构和外防热结构，或者发动机复合壳体在受热环境下强度、刚度大幅降低，都可能造成发动机在工作或伴飞过程中解体，或者由于刚度不足造成结构失稳，导致制导火箭飞行失败。
3、为了防止上述问题，部分中远程制导火箭/导弹采用发动机在工作结束后与弹体分离的设计，或者采用钢壳体或钛合金壳体，利用其大热熔、耐高温等特性来抵抗发动机内热和外部气动加热，但金属壳体比碳纤维壳体的质量大，降低了发动机的质量比。
技术实现思路
1、为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种高强碳纤维-高温环氧树脂固体火箭发动机壳体，该壳体由内而外依次采用了耐烧蚀层、碳纤维-高温环氧结构层、气动外防热涂层。耐烧蚀层通过自身的热烧蚀与低导热特性隔绝发动机装药燃烧产生的高温、高压燃气；气动外防热涂层通过自身的低导热特性大幅减少气动加热；碳纤维-高温环氧结构层通过自身在高温（≤180℃）下的高强度和高模量保证发动机壳体在飞行过程中的强度和刚性。本发明的发动机壳体主要用于全程伴飞或其他气动加热环境恶劣的固体火箭发动机。其中耐烧蚀层、碳纤维-高温环氧结构层采用一体化成型方式，具有界面强度高、成型工艺好等优点，气动外防热涂层采用喷涂工艺，具有工艺简单、成熟度高等优点。
2、本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：
3、一种高强碳纤维-高温环氧树脂固体火箭发动机壳体，包括由内到外依次排列的耐烧蚀层、碳纤维-高温环氧结构层、气动外防热涂层；
4、所述碳纤维-高温环氧结构层位于耐烧蚀层和气动外防热涂层之间；所述耐烧蚀层直接接触发动机高温燃气；所述气动外防热涂层位于碳纤维-高温环氧结构层外侧。
5、优选地，所述耐烧蚀层采用三元乙丙橡胶或丁腈橡胶。
6、优选地，所述碳纤维-高温环氧结构层采用碳纤维-高温环氧复合材料。
7、优选地，所述碳纤维-高温环氧复合材料由t700~t1000级碳纤维与耐高温环氧树脂tg≥180℃复合湿法缠绕而成。
8、优选地，所述气动外防热涂层密度为0.6g/cm3、导热率为0.15w/m·k、复材剪切强度为2mpa。
9、本发明的有益效果如下：
10、本发明的中远程制导火箭/导弹发动机壳体具有更高的pv/m(p为壳体爆破压强、v为壳体容积、m为壳体重量)，进而大幅提升发动机的质量比。
1.一种高强碳纤维-高温环氧树脂固体火箭发动机壳体，其特征在于，包括由内到外依次排列的耐烧蚀层、碳纤维-高温环氧结构层、气动外防热涂层；
2.根据权利要求1所述的一种高强碳纤维-高温环氧树脂固体火箭发动机壳体，其特征在于，所述耐烧蚀层采用三元乙丙橡胶或丁腈橡胶。
3.根据权利要求1所述的一种高强碳纤维-高温环氧树脂固体火箭发动机壳体，其特征在于，所述气动外防热涂层密度为0.6g/cm3、导热率为0.15w/m·k、复材剪切强度为2mpa。
4.根据权利要求1所述的一种高强碳纤维-高温环氧树脂固体火箭发动机壳体，其特征在于，所述碳纤维-高温环氧结构层采用碳纤维-高温环氧复合材料。
5.根据权利要求4所述的一种高强碳纤维-高温环氧树脂固体火箭发动机壳体，其特征在于，所述碳纤维-高温环氧复合材料由t700~t1000级碳纤维与耐高温环氧树脂tg≥180℃复合湿法缠绕而成。
